Had bazlı parametrik eniyileme metoduyla bir kanadın aerodinamik performansının arttırılması
Improving aerodynamic performance of a wing using cfd based parametric optimization method
Yazar: MAHİR ONUR ŞENER
Danışman: DOÇ. DR. ÖZGÜR EKİCİ
Hacettepe Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Ana Bilim Dalı / Makine Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2022
Konu: Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering
Dizin: Aerodinamik tasarım = Aerodynamic design ; Cevap yüzey yöntemi = Response surface methodology ; Deney tasarımı = Experimental design ; Hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) = Computational fluid dynamics (HAD) ; Optimizasyon = Optimization

Özet:
Bu çalışmada, cevap yüzeyi yöntemi kullanılarak bir kanadın aerodinamik şeklinin eniyilemesi gerçekleştirilmiştir. Çalışmanın amacı kanadın aerodinamik şeklini kritik hücum açısını 10º 'nin üzerinde tutarken, kaldırma katsayısını en üst düzeye çıkarmak ve sürükleme katsayısını en aza indirecek şekilde eniyilemektir. Tipik bir simetrik profile sahip olan ONERA M6 kanadı aerodinamik şekil eniyilemesi gerçekleştirilmiş, eniyileme parametreleri süpürme açısı, koniklik oranı ve kök veteri olarak seçilmiştir. Aerodinamik katsayılar Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği yöntemi ile elde edilmiş ve eniyileme sırasında izole kanat modeli kullanılmıştır. Bu parametrik eniyileme çalışmasında ANSYS Fluent ile çalışılmış olup Reynolds ortalamalı Navier-Stokes denklemleri çözücüsü ile türbülans çözümleri için ise SST k-ω modeli kullanılmıştır.  

Öncelikli olarak ağdan bağımsızlık çalışması gerçekleştirilmiş, optimum ağ sayısının belirlenmesi için 6 farklı ağ yoğunluğu ile çalışılmış ve veriler deneysel verilerle karşılaştırılmıştır. Gerçekleştirilen karşılaştırma sonucunda en uygun ve çalışma için uygulanabilir ağ seçilmiştir.

Deney tasarımı için "Face Centered Composite (FCC)" yöntemi benimsenmiştir. Bu kapsamda 30 Tasarım Noktası oluşturulmuş ve Tasarım Noktalarının 0º'den başlayıp 20º 'ye kadar 1º arttırılarak her hücum açısı değerlendirilerek cevap yüzeyi oluşturulmakla birlikte kritik hücum açıları elde edilen eniyilenmiş tasarım elde edilmiştir. 

Kanat planform parametrelerinin aerodinamik katsayılar üzerindeki etkisi detaylı olarak incelenmiş ve tartışılmıştır. Çalışma sonucunda kanat planformu, 10º'nin üzerindeki kritik hücum açısı değerinde ve ayrıca sürükleme katsayısında ve kaldırma katsayısında sırasıyla %5 azalma ve %3 artış sağlayacak şekilde optimize edilmiştir.

Abstract:
In this study, the aerodynamic shape of a wing is optimized using the response surface method.  The aim of the study is to optimize the aerodynamic shape of the wing in such a way as to maximize the lift coefficient and minimize the drag coefficient while keeping the critical angle of attack above 10º. Optimization of the aerodynamic shape of the ONERA M6 wing, which has a typical symmetrical profile, was performed, and the optimization parameters were selected as sweep angle, taper ratio and root chord. Aerodynamic coefficients are obtained by the Computational Fluid Dynamics method and isolated wing model is used during the optimization.  In this parametric optimization study, ANSYS Fluent was used and Reynolds Averaged Navier-Stokes solver and SST k-ω model were used for turbulence modal.

First of all, the independence study from the mesh was carried out, 6 different mesh were studied to determine the optimum mesh and the results were compared with the experimental data. As a result of the comparison, the most suitable and feasible mesh for the study was selected.

The Face Centered Composite (FCC) method was adopted for the Design of Experiment. In this context, response surface have been fitted and the optimized design has been obtained by using 30 Design Points whose critical angle of attacks obtained by evaluating every angle of attack of Design Points starting from 0º to up to 20º increasing by 1º.

Response Surface Method is used in this parametric optimization study the effect of the wing planform parameters on aerodynamic coefficients are studied and discussed in detail. As a result of the study, wing planform is optimized to achieve 5% decrease and 3% increase in coefficient of drag and coefficient of lift, respectively, at the critical angle of attack value of above 10 º.