Süpersonik rüzgar tüneli tasarım ve analizleri
Supersonic wind tunnel design and analysis
- Tez No: 973150
- Danışmanlar: DOÇ. DR. SERCAN ACARER
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Makine Mühendisliği, Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Mechanical Engineering, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Aerodinamik, Simülasyon optimizasyonu, Süpersonik lüle, Sıkıştırılamayan akışlar, Aerodynamics, Simulation optimization, Supersonic nozzle, Incompressible flows
- Yıl: 2025
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İzmir Katip Çelebi Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Makine Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Makine Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Bu çalışma, Mach 1.7 hızına ulaşabilen bir indraft tip süpersonik rüzgar tünelinin tam tasarımını, optimizasyonunu ve sayısal doğrulamasını sunmaktadır. Tasarım süreci, nozül, test bölgesi ve difüzörün teorik boyutlandırma hesaplamaları ile başlamış ve ardından ön nozül doğrulaması için durağan iki boyutlu CFD simülasyonları, entegre tünel geometrisinin değerlendirilmesi için ise durağan üç boyutlu CFD simülasyonları gerçekleştirilmiştir. Son olarak, vakum tankı basıncının zamanla artışının etkisini analiz ederek indraft konfigürasyonunun çalışma aralığını belirlemek amacıyla geçici (transient) CFD simülasyonları yapılmıştır. Süpersonik nozül, Karakteristik Yöntem (Method of Characteristics) kullanılarak tasarlanmış, test bölümünün dikdörtgen kesiti ile uyumlu ve düzgün genişleme sağlanmıştır. Nozül performansı CFD simülasyonları ile değerlendirilmiş ve CFD tabanlı optimizasyon ile daha da iyileştirilmiştir; optimizasyon, Ansys'in varsayılan çok amaçlı genetik algoritması kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Optimizasyon, nozül çıkışındaki Mach sayısı dağılımının standart sapmasını 0,39'dan 0,29'a düşürerek sıfıra yaklaşmasını sağlamış ve böylece test bölümündeki akış düzgünlüğünü önemli ölçüde artırmıştır. Geçici simülasyonlar, 3 m³ hacmindeki vakum tankı ile tünelin yaklaşık 0,5 s boyunca süpersonik koşulları koruduğunu, tank hacmi 24 m³'e çıkarıldığında ise kullanılabilir sürenin yaklaşık 3 s'ye kadar uzadığını göstermiştir; bu süre, geri basıncın kritik değeri aşmadan önceki aralığı temsil etmektedir. Test bölümünde aerodinamik performansı incelemek amacıyla, 42 mm şerit uzunluğuna ve %2 kalınlık/şerit oranına sahip beş süpersonik kanat profili seri halinde analiz edilmiştir. İlk simülasyonlar, şok kaynaklı tıkanma ve hedef Mach sayısının kaybını göstermiştir. Bunu azaltmak için test bölgesi duvarları, kanat profili yüzeyi ile uyumlu şekilde 6° eğilmiş ve daha sonra infinite airfoil simülasyonlarına dayalı olarak 10,38° olarak düzeltilmiştir. Bu değişiklikler, akış genişlemesini ve stabilitesini artırmış ve optimize edilmiş nozülün daha uniform Mach 1.7 akışını test bölümünde sağlamak üzere çalışmasını mümkün kılmıştır. Sonuçlar, giriş akışı kalitesi ve geometrik etkileşimin aerodinamik ölçümler üzerindeki güçlü etkisini vurgulamaktadır. Son tünel konsepti, Mach sayısı uniformitesi için optimize edilmiş teorik olarak sağlam bir nozül, modifiye edilmiş test bölgesi ve verimli bir difüzör tasarımını birleştirmektedir. Bu kombinasyon, planlanan çalışma süresi boyunca stabil süpersonik akış sağlamakta ve çalışmada önerilen sistematik metodoloji; teorik tasarım, CFD simülasyonları, optimizasyon ve model–tünel etkileşim analizlerini birleştirerek gelecekteki deneysel prototip çalışmalar ve süpersonik kanat profili aerodinamiği üzerine ileri araştırmalar için güvenilir bir temel sunmaktadır.
Özet (Çeviri)
This study presents the complete design, optimization, and numerical validation of an indraft supersonic wind tunnel capable of achieving a Mach number of 1.7. The design process followed a structured methodology, beginning with theoretical sizing calculations of the nozzle, test section, and diffuser. Subsequently, steady two-dimensional CFD simulations were used for preliminary nozzle validation, followed by steady three-dimensional CFD simulations to evaluate the integrated tunnel geometry. Finally, transient CFD simulations were conducted to establish the operational window of the indraft configuration by analyzing the effect of increasing vacuum tank pressure over time. The supersonic nozzle was designed using the Method of Characteristics, ensuring smooth expansion and accurate matching to the rectangular test section. Its performance was evaluated in CFD simulations and further refined through CFD driven optimization using the default Ansys optimization algorithm based on a multi-objective genetic approach. Optimization reduced the standard deviation of the Mach number distribution at the nozzle exit from 0.39 to 0.29, moving it closer to zero and thereby significantly improving flow uniformity within the test section. Transient simulations showed that with a vacuum tank volume of 3 m³, the tunnel sustained supersonic conditions for approximately 0.5 s, while increasing the tank volume to 24 m³ extended the usable duration to about 3 s before the back pressure rose beyond the critical value. To investigate aerodynamic performance within the test section, five supersonic airfoils with a chord length of 42 mm and thickness-to-chord ratio of 2% were analyzed in series. Initial simulations revealed shock-induced choking and loss of the target Mach number. To mitigate this, the test section walls were inclined by 6°, consistent with the airfoil surface, and later adjusted to 10.38° based on infinite airfoil simulations. These modifications enhanced flow expansion and stability, enabling the optimized nozzle to achieve a more uniform Mach 1.7 flow with reduced deviations in the test section. The results highlight the strong influence of inlet flow quality and geometry interaction on aerodynamic measurements. The final tunnel concept integrates a theoretically sound nozzle, optimized for Mach number uniformity, with a modified test section and efficient diffuser design. This combination ensures stable supersonic flow over the intended operating duration. The study demonstrates a systematic methodology; linking theoretical design, CFD simulations, optimization, and model-tunnel interaction analyses and provides a reliable foundation for future experimental prototyping and advanced investigations in supersonic airfoil aerodynamics.
Benzer Tezler
- Computational aerodynamic analysis of flow around Apollo reentry capsule with anisotropic mesh adaptation
Anisotropik mesh adaptasyonu ile Apollo yeniden giriş kapsül çevresindeki akışın hesaplamalı aerodinamik analizi
BADAMASI BABAJI
Yüksek Lisans
İngilizce
2021
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MEHMET ŞAHİN
- An experimental study of shock wave/boundary layer interactions in supersonic inlets
Sesüstü hava alıklarında şok dalgası sınır tabakası etkileşiminin deneysel incelenmesi
SERDAR SEÇKİN
Yüksek Lisans
İngilizce
2014
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. KEMAL BÜLENT YÜCEİL
- External store separation from fighter aircraft
Savaş uçağından mühimmatın ayrılması
AHMET KUTSAY DERE
Yüksek Lisans
İngilizce
2025
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ HAYRİ ACAR
- Development and evaluation of new bleed boundary condition models for supersonic inlet boundary layer bleed flow
Ses-üstü hava alığı sınır tabaka tahliye akışı için yeni tahliye sınır koşulu modellerinin geliştirilmesi ve değerlendirilmesi
GÖKHAN AKAR
Yüksek Lisans
İngilizce
2019
Havacılık ve Uzay MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. SİNAN EYİ
- 5. nesil savaş uçaklarında kullanılan ok açılı uçak kanadının aerodinamik parametrelerinin araştırılması
Investigation of aerodynamics parameters of arrow angle wing used in 5th generation fighter planes
MUSTAFA BAŞEKİN
Yüksek Lisans
Türkçe
2023
Makine MühendisliğiSüleyman Demirel ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ RAMAZAN SELVER