LEE- Isı Akışkan Lisansüstü Programı- Yüksek Lisans
Bu koleksiyon için kalıcı URI
Gözat
Son Başvurular
1 - 5 / 47
-
ÖgeEksenel kompresörlerde oluk genişliği ve en-boy oranının aerodinamik performansa etkisinin HAD ile analizi(İTÜ Lisansüstü Eğitim Enstitüsü, 2025)Türbomakinelerde verimi ve operasyonel kararlılığı sınırlandıran en temel sorunlardan biri, rotor kanat ucu bölgesinde meydana gelen ikincil akışlar ve buna bağlı olarak ortaya çıkan stall eğilimidir. Kanat ucu boşluğu, mekanik toleransları güvence altına almak amacıyla gerekli olmakla birlikte, bu boşlukta oluşan basınç farkı nedeniyle gelişen sızıntı akışı ve vorteksler kompresör performansında ciddi kayıplara yol açmaktadır. Literatürde bu tip kayıpları azaltmaya yönelik çeşitli pasif kontrol yöntemleri önerilmiş olup, özellikle çevresel oluk uygulamaları son dönemde öne çıkmıştır. Ancak oluk geometrisinin, özellikle genişlik ve en boy oranı gibi parametrelerinin kompresör performansı üzerindeki etkileri hakkında sistematik ve doğrulanmış sayısal ya da deneysel çalışmalar yetersizdir. Bu tez kapsamında, kanat ucu bölgesinde sızıntı akışlarını kontrol etmek ve stall marjını iyileştirmek amacıyla dokuz farklı oluk konfigürasyonu oluşturularak parametrik HAD analizleri gerçekleştirilmiştir. Oluk genişliği yüzde 3, yüzde 6 ve yüzde 9; en boy oranı ise 1, 1.5 ve 2 değerlerine ayarlanarak farklı konfigürasyonlar tasarlanmış ve bunlar oluksuz referans geometriyle karşılaştırılmıştır. Sayısal çalışmalar için NASA tarafından deneysel verileri mevcut olan Rotor 37 eksenel kompresör modeli referans alınmıştır. Deneysel veriler özgün bir test düzeneğinde elde edilmiş olup, HAD modellemesinin doğruluğunu ve çözüm ağı bağımsızlığını sağlamak amacıyla temel kıyaslama aracı olarak kullanılmıştır. Analizlerde SST k-ω türbülans modeli tercih edilmiş ve yaklaşık 1.5 milyon elemandan oluşan çözüm ağı ile kritik bölgelerde düşük y+ değerleri hedeflenmiştir. Parametrik çalışmalar sonucunda, özellikle yüzde 3 ve yüzde 6 genişlikte ve düşük ya da orta en boy oranına sahip oluk konfigürasyonlarının stall marjını yüzde 15 ila 19 aralığında artırdığı ve verimde ise yüzde 0.1'den daha düşük seviyede kayıplara yol açtığı belirlenmiştir. Buna karşılık, yüzde 9 genişlikteki veya yüksek en boy oranına sahip oluk konfigürasyonlarında ana akışın oluk bölgesinde bozulduğu, uç bölgede düşük enerjili alanların ve vortex yapılarının büyüdüğü; buna bağlı olarak hem stall margininde hem de verimde belirgin düşüşler yaşandığı tespit edilmiştir. Akış görselleştirmeleri, olukların uç bölgesinde oluşan sızıntı akışlarını ve vorteks yapısını baskılayarak daha kararlı bir akış rejimi oluşturduğunu göstermiştir. Q-kriteri analizlerinde de, oluklu ve oluksuz geometrilerdeki vorteks yapılarının boyut ve şiddetindeki değişimler karşılaştırılmıştır. Sonuçlar, optimum oluk tasarımının pasif bir kontrol yöntemi olarak kompresörlerin operasyonel sınırlarını genişletebileceğini ve çok düşük verim kaybı ile daha kararlı çalışma aralığı sağlayabileceğini göstermiştir. Bu çalışma, ileride oluk lokasyonu, genişliği, derinliği ve sayısı gibi parametrelerin optimizasyonu ile ileri düzey sayısal ve deneysel yöntemlerle araştırılmasının önünü açacak bir temel sağlamıştır
-
ÖgeAxisymmetric drop shape analysis for investigating surface tensions in pendant and sessile drops(Graduate School, 2025-06-04)Surface tension plays a critical role in numerous interfacial phenomena across scientific and industrial applications, making its accurate measurement essential for advancing material and fluid characterization. This study presents a comprehensive framework for surface tension measurement based on the Axisymmetric Drop Shape Analysis (ADSA) method. It combines a low-cost experimental setup with a custom-developed open-source software solution. The aim of this thesis is to improve measurement accuracy of the low-cost drop shape tensiometers while enhancing accessibility and reproducibility for researchers. A precision-controlled ADSA system is designed and assembled for both sessile and pendant drop configurations, incorporating a high-resolution imaging module, an environmental test chamber and a modular droplet dispensing unit. The imaging setup includes a DSLR camera and adjustable LED backlighting to ensure sharp contrast and edge clarity for drop profile acquisition. Additionally, a pitch–yaw tilt correction platform is integrated to minimize substrate inclination, ensuring axisymmetric droplet shapes crucial for accurate surface tension analysis. During the experimental setup assesment, a continous improvement has been done on identifying and minimizing key sources of error such as optical distortion, camera misalignment, and calibration inaccuracies. A combination of distortion grid correction, stable lighting conditions, and geometric alignment procedures were implemented to ensure the fidelity of drop imaging. Following the experimental setup design, a Python-based software was developed to automate the surface tension measurement process. This tool incorporates advanced image processing steps, including noise filtering, Canny edge detection, and apex detection. Subsequently, the Young–Laplace equation was numerically solved, and theoretical profiles were optimized to best fit the experimental drop contours. The software's modular structure allows researchers to adapt it for various drop types and experimental conditions, and its open-source nature promotes transparency and collaboration within the scientific community. To validate the accuracy and functionality of the system, the surface tension of water–ethanol mixtures varying %0-50 wt was measured. The obtained values showed strong agreement with those reported in the literature which confirmed the system's reliability and precision. This work offers a significant contribution to the field of interfacial science by providing a reliable, cost-effective, and reproducible approach to surface tension measurement. The ADSA platform developed here enables researchers to conduct detailed analyses with high accuracy, while its open-source software lays the groundwork for further improvements. Future research directions include enhancing the system's capability for dynamic measurements and expanding its application to complex fluids and surfactant-laden interfaces. In summary, this study delivers an integrated experimental-computational solution for surface tension analysis supporting the advancement of interfacial engineering and materials research.
-
ÖgeAerodynamic performance enhancement of a 27-inch APC propeller through geometric modifications(Graduate School, 2025-06-12)Propellers are undergoing a significant resurgence in aviation, vital for Unmanned Aerial Vehicles (UAVs), general aviation, and emerging Electric Vertical Take-Off and Landing (eVTOL) aircraft. The design of a propeller—encompassing its dimensions, material, and particularly its blade geometry—is paramount for vehicle efficiency, stability, endurance, and mission success. Inefficient propellers lead to increased energy consumption and environmental impact. This thesis focuses on enhancing the propulsive efficiency of propellers through systematic, computationally-driven geometric modifications. The primary research objective was to develop and apply a methodology for improving propeller propulsive efficiency by parametrically altering key blade geometric parameters. Specifically, this study investigated the effects of static pitch, blade twist distribution, and airfoil thickness distribution using Computational Fluid Dynamics (CFD) simulations, with all analyses conducted at a fixed rotational speed of 3000 RPM across a range of advance ratios. The methodology commenced with selecting the APC 27x13E propeller as the baseline, chosen for the availability of its geometric data and published performance metrics. The blade geometry was reconstructed into a 3D CAD model using a workflow involving a Julia script and OpenVSP. An initial CFD setup using the k-ω SST turbulence model on a half-domain showed that very fine meshes (around 15.7 million cells) were needed for high accuracy but were computationally prohibitive for extensive parametric studies. Consequently, a turbulence model evaluation was performed using a full-domain model. The Realizable k-ε model with standard wall functions, applied to a mesh of approximately 2.45 million cells, was selected as the final CFD setup. This configuration predicted thrust and torque with error of approximately 6% and 5.5% respectively, when compared to vendor data, offering a suitable balance between accuracy and computational efficiency for the subsequent comparative analyses. Geometric manipulation strategies involved three campaigns. First, static pitch variants (7, 10, 13, 16, and 19-inch pitch for the 27-inch diameter propeller) were generated by adjusting local blade angles according to blade angle equation for static pitch propellers. The 13-inch baseline was found to offer a good overall performance profile across a wider range of advance ratios and was selected for further modifications. Second, four twist angle distribution variants were created (mild/aggressive root untwist with tip overtwist, and mild/aggressive root overtwist with tip untwist), keeping the blade angle at the 75% span station identical to the baseline. Third, four airfoil thickness distribution variants were developed (mild/aggressive uniform thickness changes, and mild/aggressive tapered thickness changes), anchoring the thickness at the 75% span station to the baseline value. Aerodynamic results indicated distinct impacts from each modification type. For static pitch, higher pitch propellers generally yielded better efficiency at higher advance ratios. The twist angle modifications showed the most promising results for efficiency enhancement. Specifically, the B1 variant (mild root overtwist, mild tip untwist) achieved a peak efficiency of approximately η = 0.70 at J ≈ 0.5, a modest gain of about 1.8% over the baseline's peak. However, this variant demonstrated a more substantial relative improvement at higher advance ratios; for instance, at J ≈ 0.6, its efficiency was approximately η = 0.62, a significant gain of over 23% compared to the baseline's η = 0.50 at that condition. In contrast, modifications to the airfoil thickness distribution were generally detrimental, reducing aerodynamic efficiency at moderate to high advance ratios compared to the baseline, suggesting the baseline's thickness profile was already well-optimized. This thesis successfully demonstrated a systematic CFD-driven approach for evaluating and improving propeller aerodynamic performance. The findings highlight that carefully considered twist distribution modifications can yield significant relative efficiency gains, particularly in specific segments of the operational envelope, which is valuable for UAV designers. Limitations include the steady-state MRF approach and the assumption of rigid blades. Future work could involve multi-parameter optimisation, the application of CFD-based adjoint methods for finer refinement of promising designs like the B1 twist variant, aero-acoustic analysis, and experimental validation.
-
ÖgeEffects of inflow perturbations generated with hydrodynamic stability concept on the time dependent flow development(Graduate School, 2025-06-16)This study investigates the influence of inflow conditions on the development of turbulence in axially rotating pipe flow, with the aim of improving our understanding of turbulence onset in transitional regimes and generation of proper inflow conditions. The flow configuration is motivated by both fundamental interest and practical relevance in rotating machinery and pipe transport systems, where inflow disturbances and swirl can significantly affect transition dynamics. The analysis begins with the spatial inviscid hydrodynamic stability problem, solved for six configurations involving distinct mean axial velocity profiles, both with and without rotation. The parallel-shooting method is employed to compute eigenvalues and mode shapes. The inviscid results reveal both stable and unstable wave-like solutions, with mode shapes resembling Bessel functions in simpler cases. The propagation direction and growth rates of these modes seemed to vary with rotation and velocity profile. To capture viscous effects, the spatial viscous stability problem is then solved for two physically relevant cases, laminar axial profile without swirl and a turbulent profile with swirl. The viscous spectrum reveals two mode families, one converging to inviscid modes with slightly different dispersion characteristics, and a second "viscous subset" exhibiting distinct spatial structures and primarily downstream propagation. These include wall and centre modes, whose spatial coherence decreases with increasing Reynolds number and frequency. No unstable viscous modes are observed within the investigated parameter space. Large Eddy Simulations (LES) are performed using OpenFOAM with a radius-based Reynolds number of 2500 and a swirl number of 0.5, employing the Smagorinsky subgrid-scale model. Inflow perturbations are constructed from hydrodynamic stability modes, selected based on orthogonality to ensure a representative and non-redundant perturbation basis. A control case without inflow perturbations is also simulated. The results show that inflow conditions derived from viscous stability theory significantly improve the accuracy of turbulent statistics. Specifically, turbulence characteristics begin to converge approximately 40 pipe diameters downstream when perturbations are imposed, in contrast to the delayed and less realistic transition observed in the unperturbed case. Overall, this study demonstrates that accurately prescribed inflow perturbations, grounded in linear stability theory, can substantially enhance the fidelity of LES in transitional pipe flows with swirl. These findings underscore the importance of coupling theoretical stability analysis with numerical simulations to better predict and control turbulence onset.
-
ÖgeNumerical investigation of thermal comfort for passengers in a helicopter cabin(ITU Graduate School, 2025)Bu tezde, helikopter kabini içerisindeki yolcuların konforu ve yolcuların konforunu etkileyen parametreler numerik olarak incelenmiştir. Hava araçlarında pilot ve yolcuların konforunun sağlanması operasyonun sağlıklı şekilde devam ettirilebilmesi adına önem taşımaktadır. Hava dağıtım sistemleri hava araçlarında güvenli, sağlıklı ve rahat kabin ortamı yaratılması adına kritik öneme sahiptir. Helikopter kabini gibi karmaşık yapılarda homojen hava hızı ve sıcaklığı elde edilmesi oldukça zorlu bir görevdir. Kabin içerisinde homojen ortamın sağlanması için için hava çıkışlarının konumlarının ve debilerinin dikkatlice belirlenmesi büyük önem taşımaktadır. Kabin içerisindeki düşük hava hızları ve yüksek sıcaklıklar, yolcular arasında rahatsızlık hissine neden olabilmektedir. Helikopterler kullanım amaçlarına ve üstlendiği görevlere göre farklı tasarımlara sahip olabilir. Kokpit bölgesinde iki pilot ve kabin bölgesinde tasarımlarına göre farklı yolcu kapasitesine sahip olabilir. Her ne kadar tasarımlar birbirinden farklı olsa da her bir hava aracının uygun olması gereken standartlar literatürde mevcuttur. SAE ARP292, ASHRAE 161-2013 ve ASHRAE 161-2007 hava araçlarının sağlaması gereken bazı standartlardır. Tez içerisinde bu standartların önemli çıktıları aktarılmıştır. Tez çalışmasına öncelikli olarak literatur taraması yapılarak başlanmıştır. Literatürde hava araçları özellikle uçaklar özelinde termal konfor çalışmaları yer almaktadır. Deneysel ve numerik çalışmalar genellikle hava çıkış konumlarının belirlenmesi ve etkilerinin incelenmesi üzerine olmaktadır. Ardından literatürde yer alan ve önceden gerçekleştirilen deneysel çalışmalardan birisi ticari hesaplamalı akışkanlar dinamiği çözücüsü olan Star CCM+ yazılımı ile tekrar çözülmüş, doğrulaması yapılmış ve akış hacminin belirli bölgelerindeki hız dağılımları incelenerek çalışma için gerekli altyapı oluşturulmuştur. Deneysel çalışmalar için gerekli altyapının olmayışı, incelenecek her bir parametre için maliyetlerin yüksek olması sebebiyle çalışma numerik olarak devam etmiş ve deneysel olarak inceleme yapılmamıştır. Analizler üç boyutlu, zamandan bağımsız ortamda yapılmıştır. Tezde incelenen helikopter kabini 3900-2600-1700 mm boyutlarındadır. Kabin içerisinde 4 yolcu ve yolcuların koltukları bulunmaktadır. Helikopter kabini karmaşık bir geometriye sahiptir ve aslına uygun olacak şekilde sadeleştirmeler yapılmıştır. Kabin içerisindeki aviyonik ekipmanlar ve ekipmanların ısıl yükleri ihmal edilmiştir. Helikopter için en zorlu sıcaklık ve güneş yükü koşulları altında analizler gerçekleştirilmiştir. Helikopterin bulunduğu ortam sıcaklığı 50 °C ve durgun ortamda olduğu kabulü yapılmış ve en zorlayıcı ortam için analizler gerçekleştirilmiştir. Helikopter kabini içerisinde gasper adı verilen bireysel hava çıkışları ve ana çıkışlardan soğuk hava sağlanarak kabin ortalama sıcaklığı belli seviyelerde tutulmaya çalışılmış ve yolcuların termal konforunun sağlanması amaçlanmıştır. Kabinde dört bireysel hava çıkışı ve iki sabit hava çıkışı bulunmaktadır. CS 29.841 havalandırma gerekliliklerine göre, tüm yolcu ve mürettebat bölmeleri yeterli şekilde havalandırılmalıdır. Özellikle, her mürettebat bölmesine mürettebat üyelerinin aşırı rahatsızlık veya yorgunluk yaşamadan görevlerini yerine getirebilmelerini sağlamak için yeterli miktarda temiz hava sağlanmalıdır - mürettebat üyesi başına dakikada en az 0,3 m³'tür. Gaspers ve ana çıkışlardan gelen hava, temiz hava gereksinimlerini karşılamaya ve kabin sıcaklığını düzenlemeye yardımcı olur. Sabit hava çıkışlarından kabine sağlanan hava debisi CS 29.841 gereksinimini karşılamaktadır. Gasper'ların tamamen kapatılması durumunda dahi gereksinim sağlanmaktadır. Tezde kabin içerisindeki yolcuların termal konforları farklı parametrelerin değişimi ile incelenmiştir. Yolcuların termal konforu, farklı parametreler için Eşdeğer Sıcaklık ( ET) ve Etkili Sürükleme Sıcaklığı (EDT) kullanılarak değerlendirilmiştir. Yolcuların vücutlarının farklı bölgelerindeki ET ve EDT değerleri karşılaştırılarak, helikopter kabini içerisindeki termal konforun belirlenmesinde sürüklenme ve radyasyonla ısı transferinin göreceli önemi vurgulanmıştır. Yolcuların kafa, sol kol, sağ kol, omuz, gövde, sol bacak ve sağ bacak bölgeleri ET ve EDT sıcaklık ortalamaları incelenerek yolcuların termal konforu irdelenmiştir. İncelenen ilk parametre gasper konumunun belirlenmesidir. Gasper'lar yolcuların üst kısımlarına konumlandırılmıştır ve yolculara hava geliş açısı sabit kabul edilmiştir. Referans olarak kabul edilen gasper konumunun 30 mm uzaklığında kıyas amaçlı yeni gasper konumları belirlenmiş ve analizler gerçekleştirilmiştir. Analizler sonucunda en uygun gasper konumu yolcu vücudunun sağ ve sol yarısının simetriğinde, kafa bölgesinden 0-30 mm uzaklıkta olduğu belirlenmiştir. Böylece diğer analiz setleri için yolcuların termal konforunu sağlayacak en uygun tasarım tespit edilmiştir. İncelenen ikinci parametre gasper ve sabit hava çıkış oranları değiştirilerek gasper hava çıkışının termal konfora etkisi incelenmiştir. Bu parametre setinde gasper ve sabit hava çıkışlarındaki toplam hava debisi aynı olacak şekilde analizler gerçekleştirilmiştir. Gasper'lardan kabine sağlanan hava debisi oranı %100, %75, %50, %25 ve %0 olacak şekilde analizler gerçekleştirilmiş ve yolcuların termal konforu incelenmiştir. Analizler sonucunda gasper'lardan sağlanan hava debisi oranı azaldıkça yolcuların termal konforunda azalma görülmüştür ve böylece gasper'ların termal konfora olan olumlu etkisi ortaya konmuştur. İncelenen üçüncü parametre gasper kesit alanı değişiminin termal konfora etkisinin incelenmesidir. Gasper'lardan sağlanan hava debisi aynı kalması durumunda, kütlenin korunumu prensibine göre, hava çıkış kesit alanının azalması ile hava hızının arttığı bilinmektedir. Gasper'lar prensip gereği jet akışı sağlamaktadır. Dolayısıyla kesit alanının azalması ile yolcu üzerinde lokal olarak yüksek hava hızı değerleri görülmektedir. Analizler sonucunda kesit alanının azalması termal konfora pozitif etkisi bulunmaktadır ancak yolcu üzerinde yüksek hava hız akışı sağlanması konforu negatif etkileyeceğinden kesit alanını hava hızının rahatsız etmeyecek seviylerde tutulması gerekmektedir. İncelenen dördüncü parametre dış ortam hava sıcaklığına göre gasper ve sabit hava çıkışlarından kabin içine sağlanan hava sıcaklığının incelenmesidir. Analizler diğer üç incelemede 50 °C ortam hava sıcaklığına göre 10 °C soğuk hava sıcaklığının sağlanarak incelenmişti. Bu parametrede ortam sıcaklıkları 50 °C, 48 °C,46 °C, 44 °C, 42 °C ve 40 °C olacak şekilde iç ortama sağlanan hava sıcaklığının yolcuların termal konforu sağlanacak şekilde yeniden belirlenmesidir. Sonuç olarak dış ortam sıcaklığına göre soğuk hava sıcaklığının belirli bir korelasyona göre ayarlanabildiği gösterilmiştir. Bu tezde, helikopter kabini içerisinde yolcuların termal konforunu etkileyen parametreler incelenmiştir. Termal konfor, yolcuların vücut bölgelerindeki ortalama ET ve EDT sıcaklık değerleri üzerinden çıkarımlar yapılmış ve parametrelerin etkileri incelenmiştir.