C-tipi kanat konfigurasyonunun aerodinamik analizleri ve dizayn optimizasyonu
Aerodynamic analyses and design optimization of aC- shaped wing
Yazar: HÜLYA SUKAS
Danışman: PROF. DR. MELİKE NİKBAY
İstanbul Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2019
Konu: Mühendislik Bilimleri = Engineering Sciences ; Uçak Mühendisliği = Aircraft Engineering
Dizin: Tasarım optimizasyonu = Design optimization

Özet:
Havacılık endüstrisinde, en küçük verim kayıpları bile yakıt tüketiminde yıllık olarak milyonlarca liraya karşılık gelmektedir. Airbus'ın yapmış olduğu araştırmalara göre, büyük bir nakliye uçağı için sürükleme kuvvetindeki % 1'lik düşüş yaklaşık olarak 400.000 litrelik yakıt tasarrufuna karşılık gelmekte ve bunun sonucu olarak da yılda ortalama 5000 kg zararlı emisyon gazlarının atmosfere salınımı önlenmektedir [1]. Buradan hareketle, yapılacak olan yeni tasarımlarda ekonomik ve çevresel olarak eşdeğer bir performans elde edilmeye çalışılmalıdır. Bunu gerçekleştirebilmek için ilk olarak uçağın hareketine karşı oluşacak sürükleme kuvveti kanat ve/veya kanatçık geometrileri optimize edilerek azaltılmalıdır.
Bilindiği üzere uçuş esnasında kanatların alt kısmında yüksek basınç, üst kısmında ise düşük basınç alanı oluşur ve hava akışı da her zaman yüksek basınç alanından düşük basınç alanına doğru hareket edeceğinden, kanat geometrisi sebebi ile kanat ucu girdapları oluşur ve bu girdaplardan dolayı artan sürükleme etkisine indüklenmiş sürükleme kuvveti denir. İndüklenmiş sürükleme kuvveti kanadın maksimum taşıma kuvvetini azaltacağı gibi aynı zamanda uçağa etkiyen sürükleme kuvvetini dolayısıyla yakıt tüketimini arttırır. Seyir esnasında uçağa etkiyen toplam sürükleme kuvvetinin yaklaşık %40'ını indüklenmiş sürükleme kuvvetinin oluşturduğu bilinmektedir [2]. İndüklenmiş sürükleme kuvveti kanat ucu geometrisinden önemli ölçüde etkilenmektedir.
Ticari havacılıkta, büyük nakliye uçaklarının ardında oluşan güçlü kanat ucu girdapları yakıt verimsizliğine sebep olduğu kadar aynı zamanda uçuş güvenliği açısından oldukça tehlikelidir. Bu nedenle, yakıt tasarrufu amacıyla girdapları azaltacak olan bir yenilik, uçaklar arasındaki girdap kaynaklı etkileşimlerden doğabilecek olumsuzlukları da minimize edecektir. Ayrıca girdapların minimize edilmesiyle yeni havalanmış olan bir uçağın izinin kaybolması için beklenen süre kısaltılabilirse, havalimanlarından belirli süre içerisinde havalanabilen uçak sayısında artış olması sağlanacaktır.
Düzlemsel olmayan kanat geometrilerinde yapılan yenilikler 1950'lerden bu yana uçak tasarımındaki birkaç önemli değişiklikten birini temsil etmektedir. Düzlemsel olmayan kanatlar, aynı açıklık ve taşıma kuvvetine sahip düzlemsel kanatlara kıyasla daha düşük sürükleme kuvveti oluşmasını sağlarlar. Klasik tasarıma sahip bir kanadın ucunda kanatçık (winglet) olmadığından akım bozulması sebebi ile girdaplar ve indüklenmiş sürükleme kuvveti meydana gelmektedir. Aynı kanat üzerine kanatçık (winglet) eklendiğinde burada oluşan akım bozulmaları azaldığından girdaplar da azalmakta ve dolayısı ile sürükleme kuvvetinde düşüş gözlenmektedir.
Kanat ucu girdaplarını azaltmaya yönelik tasarlanan kanat tiplerinden bir diğeri de kapalı yüzeyli (closed lifting surface) kanat tipleridir. Buna örnek olarak kutu-kanat (box-wing) tipinin incelendiği bir çalışmada belirli bir kanat açıklığı, taşıma kuvveti
xxiv
ve irtifada kutu-kanatların en düşük indüklenmiş sürükleme kuvvetini ürettiği gözlemlenmiştir. C-kanatları (C-wings) ise klasik düşey kanatçıkların üzerine, küçük boyutlu yatay kanatçıklar eklenerek elde edilen tasarımlardır. Fiziksel olarak kutu-kanat tasarımının farklı bir kombinasyonu olarak düşünülebilir. Jansen ve Kroo'nun [3,4] çalışmalarında C-kanatların, klasik düşey tipteki kanatçıkların olduğu kanatlara göre aerodinamik performansı arttırıcı bir potansiyele sahip olduğunu belirtilmiştir. Yapılan çalışmalar neticesinde tasarım olarak kutu-kanat konfigürasyonuna yaklaşıldıkça indüklenmiş sürükleme kuvvetinde azalma olduğu gözlemlenmiştir [3,4]. İlk etapta kanat ağırlığını arttıracak olan bu kanatçıkların tasarımda ekstra yüzeyler olacağı ve tercih edilmeyeceği düşünülse de bu artışa rağmen bu ekstra yüzeylerin girdapları azaltarak sürükleme kuvvetini dolayısıyla da yakıt sarfiyatını önemli ölçüde azalttığı görülmüştür.
Sonuç olarak bir hava aracının kanat geometrisinde yapılan değişiklikler ile yakıt tüketiminin azaltıldığı ve uçuş veriminin arttırıldığı saptanmıştır. Kanat uç geometrisinin değiştirilmesiyle yeniden tasarlanacak olan düzlemsel olmayan kanat sistemlerinin aerodinamik verimlerinin iyileştiği görülmüştür. Düzlemsel olmayan kanat tasarımları, klasik tipteki kanat ucuna sadece kanatçık eklenerek yapılabileceği gibi kanadı kutu şeklinde tasarlayarak da elde edilebilir. Bu doğrultuda tasarlanabilecek düzlemsel olmayan kanat çeşitlerinden biri olan C-kanat tipi, kutu kanat tasarımlarının konfigürasyonu olarak düşünülebilir. C-kanadın tasarım sürecinde minimum sürükleme kuvvetini yada maksimum aerodinamik verimi elde edebilmek için belirli kısıtlamalar ve tasarım değişkenleri göz önüne alınarak bir optimizasyon çalışması yapılmasına ihtiyaç duyulmaktadır.
Bu tezde nihai hedef düzlemsel olmayan kanatlar üzerinde yer alacak olan kanatçıkların aerodinamik performans açısından incelenmesi ve optimum özelliklerde bir C tipi kanatçık tasarlanmasıdır. Elde edilen sonuçlara göre hava aracının maliyet, güvenilirlik, performans, yakıt tüketimi gibi parametrelerinde iyileşmeler görülmesi beklenmektedir.
Bu bağlamda aerodinamik akış analizlerinin yapıldığı bir sistemin, optimizasyon aracı ile bağlaşık bir şekilde çalışması gerekmektedir. Bu tezde kurulan optimizasyon çatısı temelde dört ana programı otomatik olarak çalıştırmaktadır. Optimizasyon sürücüsü olarak Sandia Ulusal Labaratuarında geliştirilen açık kaynaklı "Dakota" programı, parametrik geometrinin modellenmesi için NASA'nın açık kaynaklı aracı olan "OpenVSP", akış hacmi ağ elemanlarının oluşturulması için Pointwise ve akış analizlerini gerçekleştirebilmek için StarCCM+ programları kullanılmıştır. Bu araçların birbirleri ile haberleşebilecek bir şekilde çalışması için gerekli betikler Python ve Java dillerinde yazılmıştır.
Kurulan fiziksel modelin doğruluğunu görebilmek için belirli hücum açılarında düzlemsel ve düzlemsel olmayan C-kanat geometrileri için akış analizleri yapılmış ve Glasgow Üniversitesinde yapılmış rüzgar tüneli deney sonuçları ile karşılaştırılmıştır. Sonuçların kabul edilebilir bir hata yüzdesi ile tahmin edildiği görüldükten sonra ağ elemanlarının sonuçlara etkisini incelemek için doğrulama ve sağlama çalışması yapılmış ve optimum ağ elemanları parametreleri belirlenmiştir. Fiziksel modelin doğruluğundan emin olunduktan sonra bu model kullanılarak optimizasyon çalışmaları yapılmıştır.
Yüksek doğrulukta CFD çözümleri temel alınarak yapılan optimizasyon çalışmaları hesaplama zamanını artırmaktadır. Bu yüzden yüksek doğruluklu çözümlemeyi temsil
xxv
eden ve rastgele seçilen değişkenlerden oluşan örnekleme kümeleri ile elde edilen vekil model kullanılmıştır.
Vekil modelin oluşturulması sürecinde ilk olarak "Latin Hiperküp Örnekleme"si kullanılarak rastgele seçilen değişkenler ile akış analizleri yapılmış, taşıma (lift) ve sürükleme (drag) kuvveti sonuçları kaydedilmiştir. Bu sonuçlar kullanılarak "Kriging Metodu" ile vekil model oluşturulmuştur. Böylece belirlenmiş olan aralıkta yeni bir değişkene ait sonuç merak edildiğinde tekrar analiz yapmak yerine bu modelden sonuç alınabilmiştir. Vekil model oluşturulduktan sonra verilen aralıktaki değişkenler için optimizasyon sürecine geçilmiştir. Optimizasyon çalışması için Dakota'da bulunan "Eşlenik Gradyan Metodu" ve "Yarı-Newton Metodları (Broyden–Fletcher–Goldfarb–Shanno ve Sonlu Farklar Metodu)" kullanılmıştır.
Bu tezde C tipi kanat uç geometrisine ait üç farklı değişken belirlenmiş, verilen sınırlarda ve kısıtlamalar altında optimum geometri aranmıştır. Amaç fonksiyonu olarak ise (𝐶𝐿/𝐶𝐷) değeri maksimize edilmeye çalışılmıştır. Elde edilen sonuç geometrisinin orjinal geometriye göre daha fazla taşıma ve daha az sürükleme kuvvetine sahip olduğu görülmüş ve aerodinamik açıdan daha verimli bir geometri elde edilmiştir.

Abstract:
Increasing fuel prices and environmental pollution due to fuel consumption require immediate improvements in aerodynamic/hydrodynamic performance of air, sea and land vehicles. In this context, it can be said that fuel consumption is directly related to the drag force acting on the aircraft. Researchers have tried to enhance aerodynamic properties of air vehicles so far by optimizing the designs in order to reduce drag force.
This study investigates the aerodynamic efficiency (CL/CD) of a specific non-planar wing configuration (C-shaped wing). Lift and drag coefficients are predicted numerically using a RANS based Computational Fluid Dynamics (CFD) approach and the results obtained were compared for a range of angle of attacks.
A computational framework is established to carry out aerodynamic flow analyses in coordination with other tools to enable design optimization. The optimization workflow employes four main tools; an open source optimization tool Dakota whis was developed in the Sandia National Laboratory is used as optimization driver, OpenVSP is utilized to generate a parametric model of the geometry, Pointwise is used for grid generation in computational flow domain and StarCCM + is used to perform aerodynamic flow analyses. In addition, some supplementary scripts are developed in Python and Java to couple the interacting tools and enable an automatic flow for optimization process.
Aerodynamic flow analyses are performed at certain AoAs (Angle of Attacks) to see the accuracy of present physical model for both planar and C-wing configurations. The numerical results obtained is compared with the experimental data conducted at Glasgow University. A verification and validation study is also performed to investigate the effect of number of grid elements on the numerical results to quantify the CFD work.
Since optimization process requires function evaluations for the optimization criteria for many times, CFD based high-fidelity flow solutions increase the time needed to finalize the optimization enormously. Then as a remedy, surrogate modelling can be used to during the optimization process to represent the high fidelity solution by a low fidelity solution which is constructed based on a finite set of sampling data received from the high fidelity solution.
To create the sampling data, Latin Hypercube Sampling method is used to select the random variation of the chosen optimization variable in the design space. Using these results, a surrogate model was created by Kriging Method. The drag and lift force results were recorded as the outputs of simulations to be used as optimization objectives. For the optimization procedure, Conjugate Gradient Method and Quasi Newton Method (Broyden–Fletcher–Goldfarb–Shanno and Finite Difference Method) were used in Dakota.
In this thesis, three optimization variables defining C-wing configuration are selected and optimum wing geometries are obtained for maximizing the objective function (𝐶𝐿/𝐶𝐷) value with a given geometric constraint.