Havacılıkta kullanılan bazı eksenel simetrik cisimlerin aerodinamik karakteristiklerinin teorik ve deneysel olarak incelenmesi

Abstract

ÖZET Eksenel simetrik cisimler, havacılıkta, mermi, roket, uçak gövdesi ve hava gemileri gibi bir çok şekillerde kulla nılırlar. Bu nedenle, bu tip cisimlerin aerodinamik inceleme lerinin yapılması.zorunludur. Bu cisimlerin uçuş performanslarını ve manevra kabili yetlerini artırmak ve bazı temel aerodinamik problemlere açıklık kazandırmak için, bu incelemelerin, farklı geometrik şekilleri dikkate alarak, hizın.(Mach sayısının), Reynolds sayısının ve hücum açısının farklı değerlerinde yapılması ge rekir. Bu nedenle, farklı geometrik şekillerdeki cisimlere ait akım alanının ve aerodinamik kuvvet sisteminin farklı şartlarda incelenmesi için yeni çalışmalara ihtiyaç vardır. Bu tezde, geometrik şekilleri farklı ve yüzey sürek sizliğine sahip olan roket tipi narin eksenel simetrik bazı cisimler etrafındaki akım alanı ve bu akım alanının doğurduğu aerodinamik kuvvet sistemi, teorik ve deneysel olarak ince lenmiştir. 3u incelemedeki teorik uygulama ve deneyler, küçük subsonik hızlarda (M =0.1) ve küçük Reynolds sayılarında (Red=lCP) yapılmıştır. Bu tez, dört ana bölüm (Bölüm I-IV) ve dört ek (Ek:A-D) den meydana gelmiştir. Bölüm l'de konunun önemi izah edilmiş ve li olarak ulaşılabilen literatür özetlenmiştir, ve kapsamı yine bu bölümde verilmiştir. konu ile ilgi- Tezin am a c ı Bölüm 2, teorik incelemeye ayrılmıştır. Bu bölümde, aerodinamik kuvvet sistemini tayin etmek için kullanılan 1 i - neerize potansiyel teori ve viskozite tesirlerini dikkate alan Ailen yöntemi izah edilmiş ve yapılan teor ik - uygu laman in esasları verilmiştir. Bölüm 3, deneysel incelemeye ayrılmıştır. Ancak,` a e dinamik kuvvet sistemi ile ilgili teorik ve deneysel sonu'; rm karşılaştırılması da bu bölümde yapılmıştır.-Önce, akım görünürlüğü deneyleri yapılarak akım alanı kalitatif olarak incelenmiştir. Hücum açısının 15° ye kadar olan değerlerinde yapılan bu deneylerde yağ yöntemi uygulan mıştır. Elde edilen görüntüler, fotoğraflar halinde tesbit edilmiştir. Bu fotoğraflarda, cismin yüzeyi üzerindeki akım ayrılmaları açıklıkla iz 1 eneb ilmiş t ir. Böylece, cismin geo metrik şeklindeki bazı değişikliklerin ve hücum açısının akım alanına etkileri kalitatif olarak incelenebilmiştir. Cisme etki eden aerodinamik kuvvet sistemi, balans de neyleri ile tesbit edilmiştir. Bu deneyler, hücum açısının 35° ye kadar olan değerlerinde yapılmıştır. Elde edilen deney sel sonuçlar, lineerize teorinin ve viskozite tesirini dikka te alan Ailen yönteminin verdiği sonuçlarla karşılaştırılmış- tır. Böylece, aerodinamik kuvvet sistemine, cismin geometrik şeklindeki bazı değişikliklerin ve hücum açısının etkilerini görmek mümkün olmuştur. Ayrıca, dikkate alınan teorik yön temlerin deneysel sonuçlarla ne ölçüde uyum sağladıkları da izleneb i İmiş t ir. Görülmüştür ki, uygulama kolaylığına sahip olan Ailen yöntemi, narin eksenel simetrik cisimlerin sadece sürekli yüzeylere sahip olmaları halinde değil, aynı zamanda karmaşık yüzeylere sahip olmaları halinde de deneysel sonuç lara uygun düşen sonuçlar vermektedir. L it eratürdei 3 1-33, 40, 49-52,112}, Ailen yöntemi sadece kapalı burunlu ve sürekli yüzeylere sahip eksenel simetrik cisimlere uygulanmış ve elde edilen sonuçların, 0.13 <_ M^; 5xl04 <_ Red <_ lxlO6 aralığm- daki deneysel sonuçlarla mukayesesi, iyi bir uyum göstermiş tir. Burada ise, Ailen yöntemi kesik burunlu ve süreksiz yü zeyli karmaşık geometrik şekilli eksenel simetrik cisimlere de uygulanmış ve elde edilen sonuçların 11^0.1, Red = 105 değer lerinde elde edilen deneysel sonuçlarla karşılaştırılması benzer tarzda iyi bir uyum göstermiştir. Akım alanının kantitatif olarak incelenmesi maksadıyla sınır tabaka ve iz bölgesi deneyleri yapılmıştır. Sıfır hücum açısı halinde yapılan bu deneylerde DISA-CTA-s ıcak-tel sistemi kullanılmıştır. Bu deneylerden, cismin geometrik şeklindeki bazı değişikliklerin akım alanına etkisi ortaya konmuştur. Sınır tabaka deneylerinden elde edilen sonuçların, akım görü nürlüğü deneylerinde elde edilen kalitatif sonuçları doğrula yıcı nitelikte oldukları görülmüştür. İz bölgesi deneylerin den, ayrıca, eksenel simetrik iz bölgesinin fiziksel yapısı ile ilgili olarak aydınlatıcı bazı bilgiler elde edilmiştir. Diğer taraftan, küt tabanlı cisimlere etki eden sürük leme kuvvetinin büyük bir kısmını taban sürüklemesi oluştur duğundan, taban sürüklemesini hassas olarak tayin etmek mak sadıyla, taban basıncı deneyleri yapılmıştır. Sonuç bölümünü teşkil eden Bölüm 4'de, bu tezde elde edilen sonuçlar bir bütün olarak gözden, geçirilmiş ve yapılan çalışmanın orijinallikleri üzerinde durulmuştur.Ek A ' d a narin eksenel simetrik cisimlerin aerodinamiği ile ilgili ön bilgiler verilmiştir. Ek B ' d e narin eksenel si metrik cisimler etrafındaki potansiyel akım a Lanın i incelemek için kullanılan lineeriz e teori -izah edilmiştir. Ek C'Je ba lans de neyler indeki hata kaynakları, balansın kalibrasyoau ve ölçme hassasiyeti ve sonuçların güvenilebilirliği izah edil miştir. Ek D' de, narin eksenel simetrik cisimlerin aerodina miğine Mac-h sayısının ve Reynolds sayısının etkileri özetlen miştir.

SUMMARY THEORETICAL AND EXPERIMENTAL INVESTIGATION ON AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF SOME BODIES OF REVOLUTION USED IN AERONAUTICS In aeronautics, slender bodies of revolution are used in many ways such as missiles, rockets, bodies of aircrafts and airships. Therefore, aerodynamic investigations are necessary for this kind of bodies. There are already many experimental and theoretical studies performed directly on the aerodynamics of the slender ustu as mıssııe Doaies. Decause, in many cases, tne lurm 01 missile is not given only by the aerodynamic requirements bu also by the payload, warhead, etc. Therefore, in addition to the simple type bodies of revolution, the complex ones shoul also be used in the aerodynamic researches. In fact, the new demands, to improve performance and maneuverability of missiles and to make some fundenental problems more clear, make it necessary to perform new experimental and theoretical researches by using different configurations at different speeds, Reynolds numbers and angles of attack. In this study, the aerodynamics of some rocket-type bodies of revolution, which have different geometrical shapes and discontinuous surfaces, have been investigated theoretically and experimentally. The theoretical application and the experiments were performed at the low subsonic Mach numbers (Moo=0.1) and for the low Reynolds numbers (Red^lO^). This study consists of four main sections (Chapter 1- 4 and four appendixes (Appendix: A-D).In Chapter 1, the importance of the subject was explained and the available studies were reviewed. The purpose and the contents of this thesis were also given in this chapter. Chapter 2 is devoted to the theoretical investigation In this chapter, the theories (`linear theory` and `Allen method`) used in this thesis for the prediction of the aerodynamic force system of the bodies, were explained and the principles of the theoretical application were given. In the literatüre, some different methods are given to predict the aerodynamic force system for the slender bodies of revolution. One of these methods, which is known as the Allen method or the viscous cross flow method, is very successful in addition, to its simplicity. T hereto re, Liiis method was prefered in this thesis. Since, in the Allen method, the viscous effects are added to the potential terms for the normal force and the pitching moment, the linear theory which gives the potential terms, was also used. It is known that the linear theory which does not include the viscous effects, gives good results for very slender bodies at only small angles of attack. In the literature the Allen method is applied to the simple type bodies of revolution with continuous surfaces, and the results are compared with the. available experimental results in the wide ranges of the Machn u m ber and Reynolds number (0. 1 3 <_ M^ <4 ; 5xl04 <_ Red <_ lxlO6 ), and it is shown that there is a good agreement in this comparison not only at small angles of attack but also at large angles of attaek{31, 32,40,49-52,112}. It is also expressed in the literature that this comparison should be done for different bodies at different Reynolds numbers and Mach numbers to see the validity limits of the Allen method more c lear ly { 49, 51 }. This comparison in different conditions is also desired^ from the practical applications point of view / 49, 51/. At an angle of attack greater than a few degrees, because of the viscosity, the flow separates from the leaside of a slender body and rolls up to form vortices. This flow separation produces a large increase in the normal force- distribution reducing the leeside pressure. Hence, the aerodynamic loads at high angles of attack differ qualitatively from those at low incidences, so that as the normal force and the pitching moment are the linear functions of the angle of attack at low incidences, thay become nonlinear functions at high angles of attack. The lagre portions of the normal force and the pitching moment are contributed by, the flow separation due to the effects of the viscosity, at high angles of attack.- VI ıı - Therefore, the linear methods applicable at low incidences no longer are valid and the viscous effects have to be considered for the prediction of the aerodynamic loads. In the Allen method, the viscous effects are added to the potential terms for the normal force and the pitching moment, as seen from the following equations S -S = (-5 - -) Sin2a Cos £ + C, Sr 2 da=90° ^ Sin a r W-S. <«?-£ ) - S £ o m t m S I r r Sin2a Cos y + +? C S i S a=90° r, m c, `. 2 ( - s) Sın a. The second terms on the ri represent the effects of t while the first terms come predict the viscous effect that the viscous flow in t slender body is similar to free stream conditions are of the body. Therefore the inclined slender body of r could be obtained by addin distribution an additional assumption that each circu experiences a force equal by an element of the circu in a stream moving at the velocity V^Sina. After pre distribution, the normal f be obtained by integration the normal force and the p are predicted by using som of cylinder in two-dimensi method is a semi-empirical ght hand side of the he viscous leeward f from the potential s, in this method» it he crossflow plane o that about a cylind the same with those cross-force distrib evolution moving at g to the potential c cross-force calcula lar element along th to the drag which wo lar cylinder of the cross component of t diction of the cross orce and the pitchin s. Hence, the viscou itching moment for s e experimental data onal flow. Therefore method. se equations low separation theory. To is postulated f an inclined er where the of the crossflow ution on an the velocity Vex, ross-force ted on the e body uld be experienced same diameter he stream -force g moment,could s effects on lender bodies about the drag, the Allen Chapter 3 consists of the experimental investigations performed in this work. The theoretical results about the aerodynamic force sy s t em, ob tained by the application of the theories, were also given in this chapter together with the experimental results.- IX - In the experiments and the five different models were employe the bodies of revolutions, have th (I = £/d s 7.53) but different geo discontinuous surfaces. The first the last model has a shape of a ty of some cylindirical and conical p of the other models take the forms the last one. In addition to these model was also used in the base pr Although the geometrical shape of same as that of the third one, the larger because of some difficultie for the base pressure measurements theoretical applications d. These models which are e same fineness ratio metrical shapes and model is a cylinder, while pical-rocket which consists arts. The geometrical shapes between the first one and five models, one more assure measurements. this sixth model is the dimensions are 1.1 times s in constructing the model The experiments were carried out in a closed-return wind tunnel with a test section of 8 0xTl0xl6 2 cm and in an open- return wind tunnel with a test section of 30x30x100 cm. The first tunnel has a variable speed up to 40 m/s. The aerodynamic force measurements were made in this tunnel, since this tunnel has been utilized with a three component- mechanical balance. The second tunnel was designed and constructed to perform the flow field investigations practically and easily. At the test section of this tunnel the uniform flow has a velocity of about 25 m/s and the turbulence intencity of about 0.5 %. In order to investigate the flow field qualitatively, some flow visualization experiments were conducted, by using the oil method, at the angles of attack from 0° to 15. The photographs, taken from these experiments, demonstrate the flow separations on the bodies. It was observed that the discontinuities on the shape of the body make the flow- separation very complex. Therefore it is clear that the discontinuities on the shape of the body cause an increase in drag. e s and moment tack from 0° ions of some h the angle o Its were comp he Allen meth s like Cty and and the geome ag but also t mparison of t owed that the e s imple type faces but als th the discon re measure 0°. From t dynamic co tack were with the It was fou are nonlin al shape o ther aerod heoret ical en method ies of rev r the comp ous surfac d b y a hese ef f ic ients, ob ta ined. results of nd that the ear functions f a body ynamic and the gives good olut ion lex type es,The boundary layer and the wake were treated experi- ie e - t < I y by usinj; a D T S A-CTA-ho t-wi r e system, to investigate the : ~ ow field quantitatively. These experiments were cone;:/, ted at an angle of attack of 0°. In addition to the s-OTTifc measurements of the mean velocity and the turbulence aio;.,v the symmetry axis of the wake, the mean velocity and turbulence profiles, for both the boundary layer and the wake, in tr.e direction perpendicular to the symmetry axis, were also obtained, by using two X-Y recorders. the boundary layer experiments, the effects of of the body on the flow field were investigated, at the discontinuities on the body cause flow as seen from the flow-visualization. It was also he boundary layers over the logn cylindrical models w'hich are combinations of a long body and a semi-ellipsoid or a truncated cone rbulent and the mean velocity profiles of these erş show a similarity in the form of a power-law 1/n with ns7, as expected. sit