Uçak kanatlarında hava akışının integral sınır tabaka yöntemiyle modellenmesi

Abstract

UÇAK KANATLARINDA HAVA AKIŞININ INTEGRAL SINIR TABAKA YÖNTEMİYLE MODELLENMESİ (Yüksek Lisans Tezi) Mehmet CANATA GAZİ ÜNİVERSİTESİ FEN BİLİMLERİ ENSTİTÜSÜ Temmuz 2003 ÖZET Genel integral sınır tabaka eşitlikleri Prandtl tarafından türetilmiştir. Sıkıştırılamayan laminar ve türbülanslı sınır tabaka akışlar için kullanılan genel integral eşitlikleri, Von Karman momentum eşitliği, kinetik enerji eşitliği ve özel durumlarda kullanılan Loitsianskii eşitliklerini içerir. Uçak kanadı gibi eğrisel yüzeylerde sınır tabaka denklemleri uygulayabilmek için, eğrisel yüzeyi belirli aralıklarla düzlemsel kabul ederek hesaplama yapan çeşitli metotlar geliştirilmiştir. Bu metotlardan birisi de Panel Metodudur. Bu çalışmada; belirli bir Reynolds sayısında, düz plaka üzerindeki uygun basınç gradyeni, ters basınç gradyeni gibi çeşitli koşullar için ve Panel metodu kullanılarak, kanat kalınlığı, kavis eğrilik miktarı, maksimum eğriliğin olduğu yer ve hücum açısı ölçüleri farklı olan değişik tipteki uçak kanatları için, boyutsuz formda integral sınır tabaka denklemleri uygulanmış, laminar ayrılma, türbülans ayrılma, laminar akıştan türbülanslı akışa geçiş konumunun tespiti, hız, basınç katsayısı, yerdeğiştirme momentum kalınlığı, momentum kalınlığı, şekil faktörü ve yüzey sürtünmesi değerleri elde edilmiştir. Bilim Kodu : 625.25.00 Anahtar Kelimeler : integral sınır tabaka, uçak kanatları. Sayfa Adedi : 100 Tez Yöneticisi : Yrd.Doç.Dr. İbrahim ATILGAN

COMPUTATION OF AIR-FLOW OVER AIRFOIL BY INTEGRAL BOUNDARY LAYER THEORY (M.Sc. Thesis) Mehmet CANATA GAZI UNIVERSITY INSTUTE OF SCIENCE AND TECHNOLOGY July 2003 ABSTRACT A general integral form of the boundary layer equation is derived by Prandtl. The general integral equation, valid for either laminar or turbulent incompressible boundary layer flow, contains the Von Karman momentum equation, the kinetic-energy equation and the Loitsianskii equation as special cases. Some methods are developed to apply boundary layer equations over curved surface as airfoil. One of these methods is Panel Method. In this method, curved suface is accepted as linear. In this study, we obtained laminar separation, turbulent separation, transition point, velocity, pressure coefficient, displacement thickness, momentum thickness, shape factor and skin friction applying dimensionless integral boundary layer equations for different condition as favorable gradient, adverse gradient over flat plate and,using panel method, for different values of airfoil thickness, amount of camber, location of max. camber and angle of attack, over an airfoil. Science Code : 625.25.00 Key Words : Integral boundary layer, airfoil. Page Number: 100 Adviser rAssoc.Prof.Dr.İbrahim ATILGAN