Kanat Profilleri Etrafındaki Akışın Weno Şemaları İle Sayısal Çözümü

Abstract

Bu çalışmada, WENO (Ağırlık Katsalı Esasen Salınımsız) şemaları ile kanat profilleri etrafındaki akışın sayısal çözümüne yönelik uygulamalar yapılmıştır. WENO yüksek dereceli şemalar arasındadır. Özellikle uzun zaman simulasyonları, salınımsız şok çözümleri için dizayn edilmiştir, ve gerçek gücünü ise şok ile karmaşık akım alanın etkileşimini gerektiren problemlerde gösterir, buna örnek olarak şok türbülans etkileşimi verilebilir. Bu tez projesinde çok sayıda bir ve iki boyutlu skaler ve vektörel test problemleri, bu işi için geliştirilmiş olan Fortran 90 kodu ile çözülmüştür. Kod parametrik 2 Boyutlu Euler çözücüsüdür ve bütün test problemlerinin çözümü bu program ile yapılmıştır. Tezin ana konusu olan kanat profilleri etrafındaki akışın çözümü için NACA0012 kanat profiline transonik ve süpersonik akış rejimleri uygulanmıştır. Sonuçlar ilgili bölümlerde sunulmuştur. Ayrıca şemanın daha talepkar problemler, mesela kanat profili üzerinden geçen Mach 1.5 ve Mach 20 şokları için de iyi sonuçlar verdiği gözlemlenmiştir.In this study WENO (Weighted Essentially Non-Oscillatory) schemes are used for numerical analysis of flows about airfoils. WENO is in the class of high order schemes. It is specially designed for long time simulations, non-oscillatory shock calculations, and it would show its real power when the solution contains both shocks and complex smooth region structures, such as shock turbulence interactions. In this thesis project numerous one- and two-dimensional scalar and vectorial test cases are applied with the help of a Fortran 90 code generated for this work. Code is a parametric 2 dimensional Euler solver and all of the computations for test cases had done with this program. The main subject, which is the flow about airfoil cross sections, is implemented for NACA0012 airfoil cross section for transonic and supersonic flow regimes. Results are presented in the corresponding sections. It is observed that the scheme works properly for more demanding problems as well, like Mach 1.5 and Mach 20 shock past an airfoil cross section.