Kanat Profil Tasarımı İçin Genetik Algoritma Ve Artık Düzeltme Yöntemi

Abstract

Hava-uzay alanında tasarımlanan kanat profil şekilleri performans ve ihtiyaçların karşılanması açısından hayati rol oynar. Bu nedenle bu konuda bir çok çaba harcanmaktadır. Yeni bir kanat profil şekli tasarlarken, araştırmacılar genellikle optimizasyon veya ters tasarım tekniklerini kullanırlar. Optimizasyonda taşıma, sürükleme ve moment gibi profile ait bazı parametreler minimize veya maksimize edilmeye çalışılır. Halbuki, ters tasarımda ise verilen bir parametre için, (bu genellikle basınç dağılımıdır) o parametreyi sağlayan profil şekli bulunmaya çalışılır. Bu çalışmada, verilen hedef değerleri sağlayan bir profil geometrisi iki farklı ters tasarım yöntemi ile elde edilmiştir. İki yöntemin sahip olduğu algoritmalarda farklıdır. İlk yöntem genetik algoritma kullanmaktadır. Bu yöntemde ayrıca, şekil parametrelerini azaltmak için B-spline eğrilerinden yararlanılmıştır. Tasarlanan profil geometrisinin analizinde, Smith-Hess panel yöntemi kullanılmıştır. İkinci ters tasarım yönteminde, artık düzeltme algoritması kullanılmıştır. Belli bir profil geometrisi ile başlayarak (NACA 0012), hedef profil geometrisine ulaşılır. Y yönündeki farkları belirten ifade bir diferansiyel denklemdir. İlk olarak bu diferansiyel denklem sonlu farklar yaklaşımı kullanılarak ayrıklaştırılır. Daha sonra, elde edilen üç-bant katsayılar matrisi Thomas algoritmasının yardımıyla çözülür. Bu yöntemde birincisi gibi analiz için Smith-Hess panel yöntemini kullanır.

In the field of aerospace, designed airfoil shapes play a crucial role in terms of performance and meeting the requirements. So, many efforts are put on this subject in aerospace. While designing a new airfoil shape, researchers generally use optimization or inverse design techniques. In optimization, some parameters ( lift, drag, moment, etc.) of the airfoil are tried to be minimized or maximized. However, in inverse design, an airfoil shape is designed for a given parameter (generally pressure distribution). In this work, two inverse design methods with different algorithms are used to design an airfoil geometry that fits to given target values. First method utilizes a genetic algorithm which is a search method. In the first method, also B-spline curves are used to decrease shape parameters. To analyze the designed airfoil geometries, Smith-Hess panel method is used. In second inverse design method, residual correction algorithm is utilized. Starting with an initial airfoil geometry (NACA 0012), target airfoil geometry is reached. The expression which define differences in Y axis is a differential equation. First, this differential equation is discritized with finite differences. Then obtained tri-diagonal coefficient matrix is solved with the Thomas Algorithm to give ’s. This method also uses Smith-Hess panel method to analyze the airfoils.