İTÜ 150x150 mm trisonik hava tünelinin çalıştırma kalibrasyonu, yazılımı ve bir uygulama

Abstract

Bu tez kapsamında yapılan çalışma ile, öncelikle, İTÜ 150x150 mm Trisonik Hava Tüneli çalıştırılmış ve daha sonra, bu tünelde, bir örnek olarak, 7.5° yan tepe açısına sahip bir koninin uzunlamasına orta eksenine halka takılarak oluşturulan geometriye ait akım karakteristikleri Mo==3.0'te deneysel olarak elde edilmişlerdir. İTÜ 150x150 mm Trisonik Hava Tüneli kısa süreli çalışan, üflemeli tipte (Intermittent Blow Down) bir tüneldir. Deney odasının kesiti, isminde de yer aldığı gibi, 150x150 mm2'lik bir karedir. Birbirlerinin yerini alabilen 2 adet nozul sayesinde, serbest akıma ait Mach sayısının 0.4 ilâ 4.0 değerleri arasında seçilebilecek herhangi bir Mach sayısında çalışabilecek şekilde tasarlanmıştır. Tünelin çalışması için gerekli olan hava, 3 kademeli, paletli bir kompresör ile basınçlandırılıp 27 'şer m3'lük 2 adet tankta depolanmaktadır. Sözkonusu hava tanklarının maksimum basınç olan 40 bar' da hava ile doldurulması için, kompresörün 16 saat çalıştırılması gerekmektedir. Atmosferden alınıp, uzunca bir zaman diliminde depolanabilen hava, saniyeler mertebesindeki deney süresi sonucunda tekrar atmosfere verilmektedir. Bir depodaki havayı kullanan üflemeli tipteki tüneller ile, atmosferden aldığı havayı vakuma aktaran emmeli tipteki tünellerin, genel karakteristikleri, deney sürelerinin kısa oluşudur. Bu nedenle, bu tip tünellerde deney yapılırken, her türlü parametrenin kontrol edilmesi önemlidir. Bu amaca yönelik olarak, bilgisayar kullanmak en efektif çözüm olduğundan, İTÜ 150x150 mm Trisonik Hava Tüneli de bir bilgisayar programı ile kullanılmaktadır. Bu tez kapsamında, tünelde deney yapılmaya başlanırken tüneli eksiksiz çalıştırılabilecek bir bilgisayar yazılımının olmadığı anlaşılmıştır. Bunun yanında, tünelin, tez kapsamındaki çalışmanın başladığı tarih itibariyle, son 3 yıldır çalışmadığı öğrenilmiştir. Bu durum gözönüne alınarak, bir yandan bilgisayar yazılımı incelenip eksiklikleri tamamlanırken, bir yandan da tünel üzerindeki bütün elemanların kalibrasyonları yapılmıştır. Yapılan kalibrasyon değerleri, varsa eski değerler ile kıyaslanıp, yoksa oldukları gibi tüneli çalıştıracak olan programa eklenmiştir. Bu işlemler sonucunda, tünelin çalışma prensipleri detaylı olarak anlaşıldığı gibi, tüneli çalıştıran bir program da eksiksiz olarak ortaya konulmuştur. Tünelin eksiksiz olarak çalıştırılmasıyla, deney yapacak sistem hazır hale getirilmiştir. Bu noktada, tüneldeki akım yapısının, akademik bir araştırma yapmaya yönelik, yeterli kalitede olup olmadığının araştırılması yapılmıştır. Bunun için tünelin kesiti boyunca, toplam ve statik basınç problarıyla basınç taraması yapılmıştır. Tarama sonucunda toplam ve statik basınçların tünelin kesiti boyunca sabit kaldığı görüldüğünden, tünelin bilimsel çalışma yapmaya yeterli ve uygun olduğuna karar verilmiştir. Bu aşamada, tez kapsamındaki, akademik çalışmaya temel oluşturacak geometri için, araştırmacıların geçmişten beri dikkatini çekmiş olan koni seçilmiştir. Koni, geometrisinin yalınlığı ve havacılıkta yüksek hızlar için dizayn edilen birçok cismin burun geometrisini oluşturması nedeniyle, cazip bir geometri olmuştur. Koninin uzunlamasına orta eksenine yerleştirilen bir halka ile geometri tamamlanmıştır. Halkanın koninin yüzeyinden olan yüksekliği ise, parametre olarak seçilmiştir. Elde edilen bu geometri etrafındaki akım alanının incelenmesi için, yüzey akım görünürlüğü ve schlieren deneyleri yapılmıştır. Schlieren deneyleri sırasında, koni üzerinde süpersonik akış nedeniyle oluşan şok dalgalarının yapısı görüntülenmiştir. Koni üzerinde yer alan halkanın, önünde ve arkasında ayrılmış akım bölgeleri olduğu görülmüştür. Yukarı akım bölgesindeki (halkanın önü) ayrılmış akımın önünde (birincil şok) ve aşağı akım bölgesindeki (halkanın arkası) ayrılmış akımın arkasında (ikincil şok) şok dalgası oluştuğu görülmüştür. Artırılan halka yüksekliği, hem halkanın önündeki ayrılmış bölgenin (birincil ayrılma habbeciği) boyunu, hem de arkasındaki ayrılmış bölgenin (ikincil ayrılma habbeciği) boyunu artırmaktadır. Ayrılma habbeciklerinin boylarının artışı, birincil ayrılma habbeciği için halka yüksekliğinin 2.5 katı, ikinci ayrılma habbeciğinin boyu için halka yüksekliğinin 3.33 katı olarak tespit edilmiştir. Schlieren deneyleri sırasında, halka yüksekliği minimum değer olarak seçilen 0.5 mm'den, maksimum değer olarak seçilen 6.5 mm'ye (yaklaşık koninin çapına eşit) kadar değiştirilmesi sırasında, birinci ve ikinci halka şokları ile koni şoku arasında ilginç etkileşimler gözlemlenmiştir. Minimum halka yüksekliğinde, koni şoku, birinci ve ikinci halka şokları birbirleriyle etkileşim göstermezken, halka yüksekliği 3.5 mm'lik değerinde, ikinci halka şoku ile koni şoku koninin tabanında kesişmiştir. Halka yüksekliğinin maksimum değeri için ise, birinci halka şoku ile koni şoku halkanın hemen üstünde kesişerek, farklı tek bir şok oluşturmuştur. Akım yapısı hakkında öğrenilen bilgiler, yapılan yüzey akım görünürlüğü deneyleriyle pekiştirilmiştir. Schlieren deneyleri sırasında çekilen fotoğraflardan ölçülen, ayrılma habbeciklerinin boyu, yüzey akım görünürlüğü deneylerinde de aynen ölçülmüştür. Bu da yapılan deneylerin güvenilirliğini ve tekrarlanabilirliğini kanıtlamıştır. Akım alam hakkında bilgi edinildikten sonra, tünelde ölçüm yapmak için dizayn edilmiş olan, 3 bileşenli (eksenel kuvvet, normal kuvvet ve yunuslama momenti) çubuk tipi balans ile aerodinamik karakteristiklerin belirlenmesi için deneyler yapılmıştır. Halka yüksekliği 0.5 mm'den başlayarak 3.5 mm'ye kadar artırılabilmiştir. 3.5 mm'lik halka yüksekliği ile yapılan deneyde balansın, eksenel kuvvette maksimum ölçüm sınırına ulaşıldığı görüldüğü için, halka yüksekliği daha fazla arttırılmamıştır. Hücum açısı -3° ile 7° arasında değiştirilmiştir. Balans deneyleri sırasında, halka yüksekliğinin artırılmasıyla eksenel kuvvet katsayısının, hücum açısından etkilenmeden arttığı görülmüştür. Sürükleme katsayısının hücum açısının sıfır derece civarında minimum iken, -3° ila 7° 'ye doğru arttığı ve halka yüksekliği ile de daha yüksek değerde arttığı görülmüştür. Normal xı kuvvet ve taşıma kuvveti katsayılarının, hücum açısının negatif değerlerinde negatif, pozitif değerlerinde pozitif yönde arttığı görülmüştür. Hücum açısı ile artış düzgün gibi görülse de, hücum açısının 4° 'den büyük değerleri için düzgün olmayan artış söz konusudur. Yunuslama momenti, normal kuvvet ve taşıma kuvvetine benzer ancak negatif açılar için, pozitif yönde, pozitif açılar için negatif yönde artmaktadır. Son olarak bahsedilen 3 büyüklük için (normal kuvvet, taşıma kuvveti ve yunuslama momenti) halka yüksekliğinin artışının değişime katkısı azdır. Aerodinamik karakteristik için ele alman son parametre ise basınç merkezinin pozisyonudur. Hücum açısının küçük değerleri için belirsizlik gösteren bu büyüklük hücum açısının 3°'den büyük olması durumunda belirginleşmektedir. Halka yüksekliğinin artmasıyla, basınç merkezinin pozisyonu geriye doğru kaymaktadır.

In this study, ITU's 150x150 mm Trisonic Wind Tunnel has been put in operation and then, experiments has been carried out over a 7.5° cone with a ring at half of its longitude axis at a freestream Mach number of 3.0. The experiments carried out in this study has been done first time in Turkey, in the frame work of a PhD. ITU's 150x150 mm Trisonic Wind Tunnel is an intermittent blow-down tunnel. As it is named, the cross section area is a square of 150x150 mm. With the use of two interchangeable nozzles, the freestream Mach number varies between 0.4 and 4.0. The pressurized air for the operation of wind tunnel is supplied with a 3 stage compressor at 40 bar and stored in the two tanks of 27 m3. The compressor should work at least 16 hours to completely fill the reservoir tanks. The atmospheric air which is compressed and stored in the tanks, is turning back to atmosphere within a couple of seconds during the experiments. The tunnels like intermittent blow down or with a vacuum pump will always have short experiment times. Thus the control of each parameter during the experiments has its significance. In order to success this, the use of a computer is the best solution, like in the case of ITU's 150x150 mm Trisonic Wind Tunnel. This will put the necessity of a computer program. At the beginning of this study, it has been understood that there is not any complete computer program which will operate the tunnel. Another fact which has realized at that time is that the tunnel has not operated during the last 3 years. Considering the situation, a study has been carried out on the available computer programs on one hand and the calibrations of all the components has been carried out on the other hand to put the tunnel in operation. The results of calibrations were compared with the previous values, if available, and added the related lines of the computer program. During this study, the operation of the tunnel has been well understood and a computer program has been completed for the operation of the tunnel. The tunnel is put in operation as mentioned above. At this point, simple experiments has been made to understand the flow quality of the tunnel, with the available equipment. For this purpose, total and static pressures were measured at the mid section of the tunnel. After this survey, it is observed that the total and static pressure along the section of the tunnel remains constant, which leads the decision of academic study on the tunnel. Xlll With the acceptable results of pressure measurements, the experiments over a cone has been started to prove the use of computer program of tunnel. These experiments over a cone will also prove the ability of tunnel for an investigation study and will lead the following investigations. The cone has its importance due to the feet that it is the nose geometry of many aeronautical bodies. A ring has been added at the longitude axis of the cone to complete the geometry. The height of the ring to the surface of cone has been chosen as the parameter. The surface flow visualization and schlieren experiments were carried out over the geometry to understand the flow field. The shock waves over the cone due to the supersonic flow were visualized with the schlieren tests. It is observed that there are separated regions at both the front and back of the ring on the cone. At this study, the separation region at the upstream (front of the ring) is named as the first bubble and the separation region at the downstream (back of the ring) is named as the second bubble. The shock wave happening due to the first bubble is named separation (primary) shock, and the shock wave happening due to the second bubble is named reattachment (secondary) shock. The increase of the ring height is increasing both the first bubble and second bubble lengths. It is found that the first bubble length is 3.33 times of the ring height and the second bubble length is 2.5 times of the ring height. The interactions between the cone shock, the separation (primary) shock and the reattachment (secondary) shock has shown interesting character while the ring height varies between 0.5 to 6.5 (the approximate maximum cone diameter). With a ring height of 0.5 mm, the cone shock, the separation shock and the reattachment shock does not show any interaction. The cone shock and the separation shock intersects at the line of the base of cone, with the ring height of 1.0 mm. The increase of the ring height moves this interaction over the cone, till the line of ring with the maximum ring height, 6.5 mm. The flow field has been understood more with the surface flow visualization tests. The first and second bubble lengths has been measured at the surface during flow visualization tests. Te consistency has been proved the reliability and repeatability of the experiments. After understanding the flow field around the geometry, the aerodynamic characteristics over the geometry has been defined with the balance tests. A 3- component (axial force, normal force and pitching moment) sting-type strain-gage balance, which is designed for tunnel, is used. The maximum load capacity of axial force, did not allow the use of rings larger than 3.5 mm, for balance measurements. During these tests the angle of attack is varied between -3° and 7°. It is observed that the axial force coefficient is increasing with the increase of ring height without depending on the angle of attack. The drag force coefficient is increasing slightly between 0° and 4° of angle of attack and then increasing non- linearly between 4° and 7° of angle of attack. Both the axial force coefficient and the drag force coefficient highly increases with the increasing ring height. The normal force coefficient is increasing linearly with increasing angle of attack for both cone and cone-ring configurations. The pitching moment with respect to cone nose, is decreasing with increasing angle of attack for both cone and cone-ring xiv configurations. The final aerodynamic characteristic is defined as the position of pressure center from the nose of cone. The position of pressure center, which is indefinite for small angles of attack, becomes definite for angles of attack larger than 3°. The position of center of pressure moves towards the base of cone.