Ses altı hızlarda kanat profili etrafında akışın incelenmesi
Investigation of subsonic flow around the airfoil
Yazar: ZİYA DOĞAN
Danışman: DOÇ. DR. NAFİZ KAHRAMAN
Erciyes Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2008
Konu: Havacılık Mühendisliği = Aeronautical Engineering ; Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering

Özet:
Bu tez çalışmasında, serbest akım bölgesinde modellenen kanat profillerinin etrafındaki akışkanın değişimi incelenmiştir. Farklı hücum açılarında ve farklı Mach Sayılarında çok sayıda nümerik sonuç elde edilerek literatüre sunulmuştur. Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) kullanılarak profiller etrafındaki akış hakkında detaylı bilgi elde edilerek, kullanım alanına göre değişiklik gösteren kanat profillerinde optimum profil seçimi konusunda faydalı bilgiler önerilecektir.Naca 0012 ve Clark-Y profilleri; 0.4 Mach Sayısında, 0° ve 6° hücum açılarındaki sonuçlar ile RAE 2822 ve Whitcomb kanat profillerinin 0.8 Mach Sayısında, 0° ve 6° hücum açılarındaki sonuçlar aerodinamik katsayılar, hız dağılımı, sıcaklık dağılımı ve basınç katsayısı bakımından irdelenmiştir.Taşıma kuvveti ile doğru orantılı olan taşıma katsayısının Clark-Y kanat profilinde simetrik kanat profiline oranla daha yüksek olduğu görülmektedir. Aynı hız ve hücum açılarında Whitcomb kanat profili RAE kanat profiline oranla daha yüksek taşıma katsayısına sahiptir. 6º hücum açısında Clark-Y' nin maksimum sıcaklık ile minimum sıcaklık farkı NACA 0012' ye oranla daha fazladır. Düşük hücum açılarında RAE kanat profilinde şok dalgası olurken Whitcomb kanat profilinde oluşmamaktadır. Clark-Y kanat profilinde yüzeyler arasındaki basınç farklılıkları simetrik kanat profiline oranla çok fazladır.Anahtar Kelimeler: Aerodinamik, Aerodinamik Katsayılar, Kanat Profili, HAD, Hücum Açısı

Abstract:
In this study, changing of the fluid that is around the airfoil is investigated in free stream area. Lots of numerical result are found at different angle of attack and Mach number, and provided to the literature. Using Computational Fluid Dynamics (CFD), detailed information is got about the flow around the airfoil, useful information will be suggested about the choice of optimum airfoil that is changing with using area.Result of NACA 0012 and Clark-Y that 0.4 Mach number in 0° and 6° angle of attack and result of RAE 2822 and Whitcomb that 0.8 Mach number in 0° and 6° angle of attack that is investigated as aerodynamic coefficient, distribution of speed, distribution of temperature and coefficient of pressure.Lifting coefficient that is directly proportional to the lifting force is seen that Clark-Y?s lifting coefficient is bigger than symmetric airfoil?s lifting coefficient. Whitcomb airfoil?s lifting coefficient is higher than RAE?s lifting coefficient in same Mach number and same angle of attack. Clark-Y?s difference of the maximum temperature and minimum temperature is higher than NACA 0012?s difference of the maximum temperature and minimum temperature in 6° angle of attack. Shock wave is seen at RAE airfoil in low angle of attack, although it is not seen at Whitcomb airfoil. Difference of pressure between the surfaces is higher at Clark-Y airfoil than at NACA 0012.Keywords: Aerodynamic, Coefficient of Aerodynamic, Airfoil, CFD, Angle of Attack