Aktif kontrol uygulamalarında firar kenarı emiş yüzeyi manipülasyonunun akış gürültüsü üzerindeki etkilerinin incelenmesi
An aeroacoustic investigation into the effects of trailing edge suction surface manipulation in active control applications
Yazar: ATİLA TOKSAVUL
Danışman: DOÇ. DR. BAHA ZAFER
İstanbul Teknik Üniversitesi / Lisansüstü Eğitim Enstitüsü / Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2024
Konu: Havacılık ve Uzay Mühendisliği = Aeronautical Engineering ; Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering ; Uçak Mühendisliği = Aeronautical Engineering
Dizin: Aeroakustik = Aeroacoustic ; Aktif gürültü kontrolü = Active noise control ; Hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) = Computational fluid dynamics (HAD)

Özet:
Hava araçları ve rüzgâr türbinlerinin aerodinamik ve aeroakustik özelliklerinin iyileştirilmesi, performansları ve işleyişleri açısından önemli bir yer tutar. Havacılık alanında gerçekleşen gelişmeler ile birlikte, uçan yolcu sayısı her geçen gün artmaktadır. Benzer bir şekilde; hızla artan şehirleşme, beraberinde yüksek enerji ihtiyacını getirmektedir. Dolayısıyla, rüzgâr çiftlikleri gibi alternatif enerji kaynaklarının kullanımı her geçen gün artmaktadır. Bu sebeple; gürültü kontrolü ve gürültünün önlenmesi, günümüzde giderek önem kazanmaktadır. 
Bu çalışma kapsamında; aktif akış kontrol tekniklerinin kullanımının, bir kanadın aerodinamik ve aeroakustik performansı üzerindeki etkileri incelenmektedir. Aktif kontrol metodu olarak, firar kenarına yakın bölgelerde emme akışı uygulamasına gidilmiştir. Firar kenarı gürültüsünün azaltılmasında, bahsedilen aktif akış kontrol metodunun etkinliği araştırılmıştır. Bu doğrultuda, oluşturulan farklı senaryolar için Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) analizleri gerçekleştirilmiştir.
Sayısal verilerin alınması sürecinde, literatürde yaygın olarak kullanılması ve doğrulama verilerine ulaşılabilmesi nedeniyle, bir NACA (National Advisory Committee for Aeronautics) kanat profili olan ve körlenmiş firar kenarına sahip NACA 0012 profili kullanılmıştır. Kullanılan NACA 0012 profili için veter uzunluğu 0.2m, firar kenarı körlüğü (h/δ*) ise 0.196 olarak alınmıştır.	
Simülasyonlar, ANSYS Fluent yazılımı üzerinde Reynolds-Averaged Navier–Stokes (RANS) ile Large Eddy Simulation (LES) karma modeli olan Stress-Blended Eddy Simulation (SBES) türbülans modeli kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Türbülans alt modeli (subgrid-scale) olarak, Smagorinsky-Lilly modeli kullanılmıştır. Basınç- hız bağıntısının sağlanması için Pressure-Implicit with Splitting of Operators (PISO) algoritması kullanılmıştır. 
Öncelikle, çalışmada kullanılacak HAD analizleri için oluşturulan sayısal modelin geçerliliği teyit edilmiştir. Bu süreçte, doğrulama analizleri gerçekleştirilmiştir. Gerçekleştirilen doğrulama analizleri sırasında herhangi bir aktif kontrol metodu kullanılmamıştır. Fakat, türbülansa bağlı etkilerin daha iyi gözlemlenebilmesi için, NACA 0012 profili üzerinde hücum kenarına yakın bölgeler üzerinde tetikleme akışı uygulanmıştır. Tetikleme akışı için kullanılan değerler, literatürde yer alan akış verilerini baz almaktadır ve deneysel sonuçlara yakınsamak için sayısal analizlerde kullanılmak üzere oluşturulmuştur. Sayısal modelin doğrulanması, NACA 0012 profili üzerinden elde edilen basınç değerleri ve akustik verilerin literatür ile karşılaştırılması ile sağlanmıştır. Bu süreçte, veter uzunluğuna göre Reynolds sayısı 400000 olarak alınmıştır. Profil üzerinden elde edilen negatif basınç katsayıları, literatür ile karşılaştırılmıştır. Akustik veriler ise, firar kenarına yakın konumlar üzerinden hesaplanarak referans alınan değerler ile karşılaştırılmıştır. Elde edilen sonuçlar neticesinde, kullanılan sınır şartlarının ve oluşturulan sayısal modelin geçerliliği sağlanmıştır.
Doğrulama analizleri sonrasında, firar kenarını referans alan doğrultusal gürültü dağılımları, hesaplanmıştır. Elde edilen sonuçlar üzerinde gürültünün kuadrupol etkileri yeterince gözlemlenemediğinden dolayı serbest akış hızı arttırılmıştır. Veter uzunluğuna göre 530000 Reynolds sayısına sahip akış üzerinde aktif gürültü kontrol metotları uygulanmıştır. Farklı aktif kontrol parametrelerinin profil üzerinde uygulandığı senaryolar oluşturulmuş, bulunan sonuçlar birbiri ile karşılaştırılmıştır. Senaryolar, literatürde yer alan aktif gürültü kontrol parametresi baz alınarak oluşturulmuştur. Parametre, aktif kontrol yüzeyinin uzunluğu ve kontrol akışının hızı ile doğru, serbest akış hızı ile ters orantılıdır. Dolayısıyla; serbest akış koşulları değişmediği sürece, birbirine denk kontrol akışı debilerine sahip senaryoların sahip olduğu kontrol parametreleri de birbirine eşit olacaktır. Çalışmada, kontrol yüzeyinin manipüle edilmesi ile oluşturulan farklı senaryolar için gürültü değerleri incelenmiş, birbirine denk kontrol parametrelerine sahip senaryolar üzerinden elde edilen sonuçlar karşılaştırılmıştır. 
HAD analizleri için oluşturulan modellerde kontrol parametreleri; 0.268, 0.537, 1.611 ve 3.222  olarak belirlenmiştir. Her bir kontrol parametresi için, NACA 0012 profili yüzeyine, birbirine denk merkezli ancak farklı uzunluklarda kontrol yüzeylerine sahip üç farklı durumda aktif kontrol senaryosu tanımlanmıştır. Kontrol parametresinin 0.268 olarak tanımlandığı durumda oluşturulan tüm senaryolar için gerçekleştirilen analizlerde, firar kenarına göre 90° ve 270° doğrultularında gürültü iyileştirme gözlemlenmiştir. Kontrol yüzeyinin daraltıldığı senaryoda bu etkiler artmış, tüm açısal doğrultularda efektif bir gürültü iyileştirme elde edilmiştir. Kontrol parametresinin 0.537 olarak tanımlandığı durumda ise farklı olarak, kontrol yüzeyinin genişletildiği senaryoda etkin bir gürültü iyileştirme gözlemlenmiştir. Tüm doğrultularda efektif olarak gürültü iyileştirmenin gözlendiği senaryolarda; 0° doğrultusunda yani iz bölgesinde gözlenen gürültü miktarındaki azalmanın, diğer doğrultularda gözlenen değerlere göre daha düşük olduğu saptanmıştır. Kontrol parametrelerinin 1.611 ve 3.222 olarak belirlendiği senaryolar ise, elde edilen verilerin doğrulaması, dipol ve kuadrupol etkilerin daha iyi gözlenebilmesi için analiz edilmiştir.
Kontrol parametresinin 1.611 olarak belirlendiği senaryolarda iz bölgesi gürültüsünün önlenmesinde etkili sonuçlar elde edilmiştir, ancak bu durum 90° ve 270° doğrultularında gürültü önleme performansında düşüş yaratmıştır. Kontrol parametresinin 3.222 olarak belirlendiği senaryolarda ise ölçüm alınan tüm doğrultular üzerinde gürültü önleme performansında düşüş gözlemlenmiştir.

Abstract:
The improvement of aerodynamic and aeroacoustic properties in aircraft and wind turbines holds fundamental importance for their performance and functionality. With advancements in the aviation industry, the number of airborne passengers continues to rise steadily. Similarly, rapid urbanization brings along high energy demands, leading to an increasing use of alternative energy sources such as wind farms. Consequently, noise control and prevention have become increasingly crucial in today's context.
This study delves into the effects of active flow control techniques on the aerodynamic and aeroacoustic performance of an airfoil. Specifically, the application of suction flow near the trailing edge, which is aiming to reduce trailing-edge noise. Computational Fluid Dynamics (CFD) analyses were conducted for various scenarios. For obtaining numerical data and achieving broader validation, the investigation utilized the NACA (National Advisory Committee for Aeronautics) 0012 airfoil profile with a blunt trailing edge, which is widely referenced in the literature. In this case, the chord length for the NACA 0012 profile was set at 0.2 meters, while the trailing-edge bluntness ratio (h/δ*) was determined as 0.196.
All simulations were executed using the ANSYS Fluent 2023 software. Stress-Blended Eddy Simulation (SBES), used as a turbulence model, which is a hybrid model of Reynolds-Averaged Navier–Stokes (RANS) and Large Eddy Simulation (LES). Smagorinsky-Lilly model used a as a subgrid-scale model. Additionally, the Pressure-Implicit with Splitting of Operators (PISO) algorithm was employed for ensuring pressure-velocity coupling.
The validity of the numerical model utilized for the CFD analyses was initially verified through verification analyses without employing any active control methods. However, for turbulence observation, tripping flow was applied near the leading edge of the NACA 0012 profile. The data used for the tripping flow were based on flow values available in the literature which already converges with experimental data. Initially, with a chord based Reynolds number of 400000, negative pressure coefficients were compared with referenced values obtained from the NACA 0012 airfoil profile. 
The simulation results ensured the validity of the employed boundary conditions. After that, acoustic pressure values were obtained near the trailing edge to confirm the validity of the acoustic data, which demonstrated conformity with the referenced values. Following the validation, directional pattern of the noise propagation was investigated where trailing edge was chosen as a reference point. In these simulations, quadrupole effects of the noise propagation could not be observed. Subsequently, the free stream velocity was decided to be increased. 
After obtaining the validity of the numerical model and observation of directional pattern of the noise propagation, based on a chord based Reynolds number of 400000, simulations were performed on chord based Reynolds number of 530000 to simulate the application of active noise control methods. The data was obtained from scenarios where only tripping flow was used, serving as a baseline for comparison. Consequently, it was compared with scenarios where different active control parameters were applied.
The active control parameter, based on the literature, was determined for comparative purposes. This parameter is directly proportional to the active control surface length and flow velocity, while being inversely proportional to the free-stream velocity and the momentum thickness. Thus, as long as the free stream conditions were unchanged, different scenarios with equal control flow rates will have exact active control parameter. Because of that, different scenarios are able to be generated while maintaining a constant active control flow rate, by manipulating the length of the control surface.
This study examined the aeroacoustic performances and noise values for different scenarios created by manipulating the control surface, which had equivalent control severity parameter. For the simulations, the control severity parameters were set to 0.268, 0.537, 1.611, and 3.222. Three different active control scenarios were created for each control parameter; where concentric active control surfaces (which has different control surface length in each scenario) were defined on NACA 0012 profile surface.
Initially the control parameter was set as 0.268 for the models which were created for CFD analyses. Then, for the control severity which was defined, three different active control scenarios were created on the NACA 0012 profile surface. Thus, simulations were conducted for the defined control parameter of 0.268 on these created scenarios. 
The analyses revealed noise reduction in the 90° and 270° directions with respect to the trailing edge for all active control scenarios. Additionally, increased noise reduction effects were observed in all angular directions when the control surface was narrowed. In contrast, with a defined control parameter of 0.537, an effective noise reduction is observed in the scenario where the control surface is expanded. Analyses show that observed noise reduction levels for the wide control surface where defined control parameter of 0.537 is similar to the noise reduction levels for the narrow control surface where defined control parameter of 0.268.
Effective noise reduction was not observed in the wake region at 0°. However, different simulations were conducted for scenarios where the control flow rate was increased by setting the control parameters at 1.611 and 3.222, presuming that these scenarios could affect noise prevention performance. Also, the obtained data was with different control parameters.
According to the results from the scenario with a control parameter of 1.611, it is indicated that an increase in the control parameter effectively prevented wake noise. However, it led to a decrease in noise prevention performance in the 90° and 270° directions. After that, control surface adjustments in different scenarios were compared. 
The scenario with a control parameter of 3.222 led to a decrease in noise prevention performance in both the wake and the 90° and 270° directions. Which shows that the active control velocity over freestream velocity ratios used to set the control parameter were beyond the ideal level.
Based on the results which were obtained from various simulations, it can be stated that different scenarios where active control severity remains similar could definitely results with different levels of noise reduction. Thus, applying constant flow rate over active control surface might not be the ideal solution for the reduction of aerodynamic noise. Cases with different control severity levels could give similar results in noise reduction as an outcome, which shows that keeping noise reduction level at similar degree is possible with reduced control flow rate and reduced drag coefficient.