NACA 0012 kanadın rüzgar tünelinde sınır tabaka ve aerodinamik analizi
The boundary layer and aerodinamic analyisis of NACA 0012 airfoil in wind tunnel
Yazar: CEM AYDURMAZ
Danışman: PROF. DR. HASAN ALPAY HEPERKAN
Yıldız Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Isı Proses Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2015
Konu: Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering

Özet:
Sunulan tez çalışmasındaki sonuçlar ışığında kanat profilleri etrafındaki düşük Re sayılı hava akışının basınç ve hız değişimi incelenmiştir. Rüzgar tüneli ve Naca0012 kanadının tasarım parametreleri belirlenmiştir. Fluent paket programı yardımıyla aerodinamik esasların elde edilmesi amaçlanmıştır.
Rüzgar tünelinin deneysel analizlere uygunluğunun test edilmesi için tünel içerisinde herhangi bir model olmadan, havanın basınç değerleri basınç fark cihazı ile ölçülmüştür. Bernolli denklemi yardımıyla basınç değerleri hız değerlerine dönüştürülmüştür. Hava akımının analizi grafikler halinde sunulmuştur. Grafikler neticesinde rüzgar tünelinde model test edilebilirliği ve tünel kalibrasyonun uygunluğu ortaya konmuştur.
Deneysel olarak kalibrasyonu yapılan rüzgar tünelinin içerisine, model olarak Naca012 kanadı yerleştirilmiş, yazılım GAMBIT programı ile kanat profilinin sınır şartları belirlenmiş, en iyi çözümü alabilmek amacıyla da 5000 hücre sayısı kullanılmıştır. Fluent programında ağ yapısının belirlenmesi ile çalışacak olan parametrelerden bağımsız bir ağ yapısı oluşturulmuştur. Türbülans benzeşim modeli olan Realizable k-ε modeli kullanılmıştır. Ağ örgüsü oluşturulan kanat profilinin FLUENT programında sayısal çözümü yapılmıştır. 
Sayısal çözümlere uygun olmayan hız aralığını belirlemek için  2^0derece, 4^0 derece ve 6^0 derece hücum açısındaki Naca0012 kanadı ile rüzgar tüneli test bölümünün sınır tabakalarının, test bölümü üzerindeki hangi çizgi üzerindeki kesiştiği belirlenmiştir. Rüzgar tüneli test bölümündeki hava hızının 0,1 m/s de iken sınır tabakaların kesişmesi grafiksel olarak ortaya konulmuştur. Hız değerleri içerisinden seçilen 3,4m/s, 5,9m/s ve 15m/s  (Re=0,35*〖10〗^5)  (Re=0,609*〖10〗^5 )  ve (Re=1,548*〖10〗^5)  2^0 derece, 4^0 derece ve 6^0 derece hücum açılarında statik basınç konturları görsel olarak incelenmiştir. Basınç farklılıkları, basınç katsayıları da grafiksel olarak sunulmuştur. Çözümlerden elde edilen basınç katsayı dağılımı grafiklerine göre hücum açısını arttırdığımız zaman kanadın alt ve üst basınç farkları artış göstermiştir. Basınç farkı sebebiyle oluşan kaldırma kuvveti literatür incelemesiyle uyuşma göstermiştir

Abstract:
In the light of results of the thesis, low Re numbered around wing profiles is examined pressure and speed change of air-flow. Wind tunnel and design parameters of airfoil of Naca0012 is determined and it is intended to obtain aerodynamic principles by courtesy of fluent sowftware package.
The values of pressure are measured to control whether the wind tunnel is suitable for analysis without any model in the tunnel. The values of pressure are changed value of speed with helping Bernoulli Equation. .Analysis of airflow is shown in graphs. As a result in graphs, testable model and convenience of calibration tunnel are presented in wind tunnel. As a result in graphs, testable model and convenience of calibration tunnel represented in wind tunnel. 
Wing of Naca0012 is placed in an empirical calibration the wind tunnel as a model, boundry conditions of airfoil profile are determined by supporting simulated sowftware GAMBIT and it is used 5000 cells to obtain the best solution. An independence structure of network is far from parameters is created via determining structure of network in Fluent programme. It is used Realizable k-εw which is a turbulence similarity model.
Test section channel and NACA 0012 wing 2 degrees, 4 degrees and 6 degrees angle of attack in the boundary layers interact with each other and which and analysis are not suitable for speeds at which point in the boundary layer at the intersection of spots is determined. The air velocity in the test section of the wind tunnel 0,1 m / s while the intersection of the boundary layer is demonstrated graphically.
 In speed of the value of the selected, 3,4 m/s, 5,9 m/s and 15 m/s (Re=0,35*〖10〗^5) , (Re=0,609*〖10〗^5 )  , (Re=1,548*〖10〗^5) speed values 2^0 degrees, 4^0 degrees and 6^0 degrees angle of attack in the static pressure contours is examined visually. Pressure differences is examined, pressure coefficients graphically revealed. The pressure coefficient distribution graph obtained from the solution according to the angle of attack increases when the pressure difference above and below the blades are increased. The lift force caused by the pressure difference is in agreement with the literature review.