İki boyutlu sesüstü bir hava alığının görev zarfına uygun şekilde genetik algoritma yöntemi ile eniyilenmesi
2 dimensional supersonic inlet optimization respect to mission profile with genetic algorithm method
Yazar: COŞKU ÇATORİ
Danışman: DOÇ. DR. ONUR TUNÇER
İstanbul Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2016
Konu: Uçak Mühendisliği = Aircraft Engineering
Dizin: Gaz akışı = Gas flow ; Optimum tasarım = Optimum design ; Sayısal akışkanlar dinamiği = Computational fluids dynamic ; Sıkışabilir akışlar = Compressible flows ; Uçak motorları = Aircraft engines ; Viskozitesiz akış = Inviscid flow

Özet:
Bu tez kapsamında sesüstü bir hava alığının 2 boyutlu kavramsal tasarım ve performans değerlendirme çalışmaları gerçekleştirilmiştir. Hava alıkları konusunda yapılan araştırmalar sonucunda sadece seyir şartı göz önünde bulundurularak eş güçteki şoklar yaklaşımının sıklıkla kullanıldığı görülmüştür. Bu çalışma için 3.5 Mach seyir hızında, eş güçteki şoklar yöntemi kullanılarak tasarlanmış bir hava alığının referans olarak kullanılmasına karar verilmiştir. Bu kapsamda belirtilen şartlarda çalışmaya uygun sesüstü hava alıklarının belirlenebilmesi için hava alıklarının fiziksel ve işlevsel farklılıkları araştırılmış ve elde edilen bilgiler aktarılmıştır.
Yapılan çalışmalarda hava alıklarının tüm şartlarda yüksek başarımda çalışabilmesi üzerine yoğunlaşılmış ve bu kapsamda uçuş zarfı oluşturulmuştur. Oluşturulan uçuş zarfı 3,5 Mach seyir, 2,6 Mach manevra ve 1,8 Mach tırmanma hız değerlerini içermektedir. Farklı özellikteki hava alıklarının belirlenen uçuş zarfındaki performans değerlerinin bulunması için bir analiz aracına ihtiyaç duyulmuştur. Bu kapsamda kullanıcıdan hava alığı özelliklerinin alınabildiği ve istenilen hesaplamaların yapılabildiği bir tasarım aracı kodu geliştirilmiştir. Bu yazılım izantropik bağıntı ve şok denklemlerini kullanarak farklı sayılarda rampa veya rampa açılarına sahip sesüstü hava alıklarının performansını hesaplayabilmelidir. Bu kod yardımıyla bütün görev zarfında en yüksek başarımı gösterecek hava alığı parametrelerinin bulunması için bir eniyileme çalışması gerçekleştirilmiştir. Bu ihtiyaç kapsamında lineer olmayan tasarım uzayında ve benzer tasarım projelerinde yüksek başarımlı sonuçlar veren genetik algoritma yöntemi kullanılmıştır. Belirtilen yazılım ve eniyileme metodu sayesinde yeni hava alığının tüm görev zarfı dikkate alınarak tasarlanması durumunda nasıl bir performans kazanımı elde edilebileceği ortaya konulacaktır. Ayrıca geliştirilen bu yazılım daha detaylı hava alığı performansı hesaplarının gerçekleştirilmesi sırasında ihtiyaç duyulabilecek tasarım çalışmaları için temel oluşturacaktır. Doğrulama faaliyetleri kapsamında ise referans hava alığı geometrisinin sonlu elemanlar yöntemi ile performansının hesaplanması için ANSYS Workbench paket programı ve bu programın FLUENT modülü kullanılmıştır. FLUENT ile yapılan çalışmalar kapsamında referans hava alığının tasarım şartlarındaki özellikleri bulunarak analitik olarak bulunan değerler ile karşılaştırılmıştır. 
Elde edilen eniyileme çalışmaları sonuçları kıyaslandığında referans hava alığı ile yeni tasarlanan hava alığı performansında basınç kazanım katsayısında seyir şartında %2.55 düşüş elde edilmesine rağmen manevra şartında %14.36, tırmanma şartında ise %1.93 artış sağlanabileceği ortaya konmuştur. Bunun yanısıra 1.8 Mach ile 3.5 Mach arası bütün performans değerlerine bakılması durumunda tasarlanan yeni hava  
alığı geometrisinin bütün Mach aralığında ortalama %2.5 basınç kazanım katsayısı artışı sağladığı gözlemlenmiştir. Yapılan bu çalışma göstermiştir ki hava alıklarının performans değerlendirmesinin sadece seyir şartı göz önüne alınarak yapılması tüm görev zarfında elde edilecek performansı yansıtmayacaktır. Elde edilen sonuçlar ışığında hava alığı kavramsal tasarım çalışmaları sırasında tüm uçuş zarfının hesaba katılması doğru değerlendirmelerin yapılabilmesi için büyük önem arz etmektedir.

Abstract:
Air breathing propulsions systems provide thrust by combusting fuel with the oxygen supplied from the atmosphere. Thus, air breathing propulsion systems are more efficient than the rockets which they have to carry the oxidizer onboard. Due to this advantage, nearly all atmospheric air vehicles are powered by air breathing engines. Inlet is one subsystem of an engine that is responsible to supply the air from the atmosphere to the propulsion system with minimum loss under any flight condition. 
This thesis covers conceptual design and performance analysis studies of a two-dimensional mixed compression supersonic air inlet. Mixed compression inlets are the hybrid type of internal compression inlets and external compression inlets, and they have both supersonic diffuser and cowl lip have oblique shock generating ramps. These shocks are used decrease the flow velocity while increasing the static pressure of the flow. Thus, compression is performed by outer ramps and inner ramps simultaneously. This approach advantageously reduces the external drag, which is a characteristic flaw of the external inlets. Furthermore, thick boundary layer and starting problems, which arise while using internal inlets, are minimized. Due to these beneficial characteristics, nearly all modern supersonic air vehicles are equipped with mixed compression inlets.
Studies about air inlets show that the equal strength shock method with the consideration of the cruise conditions is a key procedure for inlet design. In this method, it is analytically proven that minimization of the total pressure loss at a supersonic inlet can be achieved by generating equally strong shocks at each ramp. Physical interpretation of that result is, total pressure loss of the flow exponential proportional to the shocks' strength. Due to that, strength of each shock should be minimized by making them equally strong.
For this study, a reference air inlet that is designed by the equal strength shock method at 3.5 Mach cruise velocity is selected. In this selection process, physical and functional differences of the air inlets that are operable at specific and individual flight conditions have been considered and acquired data is presented.
Total pressure recovery factor is the most important parameter for an inlet, because it represents the efficiency of the inlet. Total pressure recovery factor defined as how much of the free stream total pressure could be transfer to the propulsion system. Furthermore, this parameter also has a direct effect on engine thrust and stability capabilities.
Inlets have different total pressure recovery efficiency at each flight Mach number and there are some sharp drops in total pressure recovery at specific regions. That phenomenon arises from abrupt changes in the shock structures generated by inlet ramps. Inlet ramps are aimed to generate an oblique shock at design Mach number. As the flight Mach number decrease, these ramps start to operate under off-design conditions and upper stream local Mach number also decreases at each ramp. At reduced flight Mach numbers, oblique shocks generated by ramps began to become a normal shock starting from the most aft ramp. These normal shocks are stronger than the oblique shocks and they cause an increment of the total pressure loss at these regions. These efficiency loss points and way they affect the system can be modified by changing ramp angles of the inlet. 
This study focuses on inlets working with high performances in every conditions and a mission envelope is generated within the context of these conditions. Generated mission envelope for this study contains Mach 3.5 at cruise, Mach 2.6 at maneuver and Mach 1.8 at climb. For the calculation of the performance variables of air inlets with different properties according to the selected mission envelope, an analysis tool is needed.
Within this study, a design tool algorithm capable of collecting the properties of the air inlet and carrying out the desired calculations has been developed. This software could calculate the performances of two-dimensional supersonic air inlets having different number of ramps or ramp angles using the isentropic relation and shock equations. Design code takes the input values from the user and with the help of analytical equations defined for calculations, intake performance characteristics could be calculated. After the calculation routines these analytical results and defined geometrical equations has been used to shape the inlet geometry. Programmed low fidelity design code has a capability to calculate inlet performance for any number of ramps.
An optimization study for determining the air inlet parameters that reflecting the highest performance and covering the mission envelope, is performed. For optimization purposes, efficiency targets have been defined for different mission legs. These possible total pressure efficiencies defined by using MIL-STD5008-D standard guidelines. Low fidelity design program coded under MATLAB framework. It has various optimization toolbox defined in it therefore that is one of the main drivers for its selection. One of these modules has been used for optimizing inlets to find the best possible candidate.
Optimization problem defined as a non-linear solution space, since gradient based optimization methods perform poorly for these kinds of optimization problems, and experience local optimum stuck errors. Due to that reasons genetic algorithms, which are highly successful in non-linear design spaces and similar activities, are used as an optimization method. Genetic algorithm optimization is a holistic optimization method, which is based on survival of the fittest. Genetic algorithm used in this thesis has mutation, crossover and elitism features that could be adjusted to reduce the local optimum stuck problems and to fasten the convergence. To find the global optimum, low fidelity design code generates multiple solutions simultaneously and search for optimum solution. 
Optimization performed to find and optimum performance at each mission condition. That is achieved by defining and optimizing a performance equation, which is using the efficiency of the inlets at each flight regime. At each generation, population number defined as twenty individual. The optimization process has continued until convergence, which has occured at 150th generation. In addition, these algorithms have the opportunity to create a baseline for the detailed inlet design calculations that could be performed in future. With the help of these genetic algorithms and optimization tools, it has been shown that how the designed inlet can achieve performance gain for the selected mission and its stages. Furthermore, FLUENT module in ANSYS Workbench software is used for verification purposes. Results of the FLUENT analyses are compared with the analytically calculated values.
Final design, that is found by optimization process, shows 14.36% higher performance in maneuvers and 1.93% in climb, could be attain by 2.55% performance reduction in cruise conditions compared to the reference air intake design. In addition, when all performance results are compared within 1.8 - 3.5 Mach range, the final design shows an average 2.5% increment in pressure gain coefficients. This study show that, performance calculations focusing on cruise performance will not yield accurate results, compared to the overall mission profile. In the light of all the results, it is concluded that all mission envelope should be investigated even with in the conceptual design phase.