Kanat Profilleri Ve İz Bölgesi Üzerinde Etkileşimli Sınır Tabaka Hesabı

Abstract

Bu tez kapsamında kanat profili ve iz bölgesi üzerinde basınç dağılımı kompleks düzlemde kompleks panel yöntemiyle hesaplanmış, elde edilen basınç dağılımı yardımıyla sınır tabaka hesabı Cebeci-Smith yöntemiyle hesaplanmıştır. Sınır tabaka denklemlerinin çözümünden elde edilen deplasman kalınlıkları kullanılarak yüzey üfleme hızları hesaplanmış ve bu yüzey üfleme hızları potansiyel akımda sınır şartı teşkil edecek şekilde yeniden potansiyel akım hesabı yapılmıştır. Bu sayede sınır tabakanın etkisi potansiyel akım hesabına ithal edilmiştir. Bu etkileşim kanat profili ve iz bölgesi üzerindeki hız dağılımı yakınsayıncaya kadar devam etmektedir. Cebeci-Smith Yöntemi sonlu farklar esasına dayanmakta olup Thwaites, Pohlhausen, Michel-Couisteix, Couisteix-Head, Walz-Eppler yöntemleriyle karşılaştırılmış ve oldukça tatminkar sonuçlar alınmıştır.

In this study boundary layer calculations are performed around an airfoil and its wake. Potential pressure distribution over the airfoil and wake are calculated by using the complex panel method in complex plane and due to the this distribution boundary layer calculation is accomplished via Cebeci-Smith method. Using the displacement thicknesses which are found from the boundary layer calculations, the blowing velocities have been obtained and then this blowing velocities are imported as a boundary condition to the potential flow calculations in order to recalculate the potential flow. With the help of this method, the effects of the boundary layer have been added to the potential flow calculations. This procedure is repeated until a converged velocity distribution is achieved around the airfoil and its wake. Depending on the finite difference method, Cebeci-Smith Method tested with the Thwaites, Pohlhausen, Michel-Couisteix, Walz-Eppler, Couisteix-Head, methods and obtained satisfactory results.