The effect of leadıng edge morphıng on the aerodynamıc characterıstıcs of naca 0012 aırfoıl at low reynolds number

Basit Öğe Kaydı
dc.contributor.advisorDurhasan, Tahir
dc.contributor.authorÖzdemiroğlu, Tolga Baran
dc.date.accessioned2025-04-09T09:23:24Z
dc.date.available2025-04-09T09:23:24Z
dc.date.issued2025
dc.departmentEnstitüler, Lisansüstü Eğitim Enstitüsü, Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı, Havacılık ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
dc.descriptionLisansüstü Eğitim Enstitüsü, Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
dc.description.abstract In this study, it is aimed to enhance the aerodynamic performance of the NACA 0012 airfoil with the morphing leading edge method. The investigation was conducted using an airfoil with a chord length of 120 mm under Reynolds number conditions of Re = 105. In addition to the base airfoil, a MATLAB code was developed to generate modified airfoil geometries by specifying the deflection angle and the deflection initiation point (expressed as a percentage of the chord length) as input parameters. The computational analysis considered deflection angles of 2°, 4°, and 6°, initiated at 10%, 20%, and 30% of the chord length. All configurations were analyzed using ANSYS FLUENT and compared aerodynamically with the base case (0° deflection). The performance evaluation focused on maximizing lift coefficient (CL), minimizing drag coefficient (CD), and optimizing the lift-to-drag ratio (CL/CD) as a measure of aerodynamic efficiency. The results demonstrate that airfoils with 6° deflection achieved the highest aerodynamic efficiency relative to the base model in the post-stall regime (e.g., α = 18°), with observed reductions in laminar separation bubbles (LSB) and trailing-edge vortex intensity. At moderate angles of attack (α = 10°), airfoils with 4° deflection exhibited optimal performance, yielding a 73.61% improvement in CL/CD compared to the base model. While stall characteristics revealed limited improvement, all modified geometries demonstrated reduced drag compared to the base model.
dc.description.abstractBu çalışmada, NACA 0012 kanat profilinin aerodinamik performansının, şekil değiştirebilen hücum kenarı yöntemi ile artırılması amaçlanmıştır. Araştırma, 120 mm veter uzunluğuna sahip bir kanat üzerinde, Reynolds sayısının, Re = 105, koşullarında gerçekleştirilmiştir. Yalın kanat profiline ek olarak, sapma açısı ve sapma başlangıç noktası (veter uzunluğunun yüzdesi olarak ifade edilmiştir) giriş parametresi olarak alınarak değiştirilmiş geometriler oluşturmak üzere bir MATLAB kodu geliştirilmiştir. Hesaplamalı analizde, sapma açıları 2°, 4° ve 6° olan ve sapma başlangıç noktaları veter uzunluğunun %10, %20 ve %30'unda bulunan hava profilleri değerlendirilmiştir. Tüm konfigürasyonlar ANSYS FLUENT yazılımı kullanılarak analiz edilmiş ve aerodinamik olarak sıfır sapmalı (0°) yalın durumla karşılaştırılmıştır. Performans değerlendirmesi, kaldırma katsayısının (CL) maksimize edilmesi, sürükleme katsayısının (CD) minimize edilmesi ve sonuç olarak aerodinamik verimliliğin bir göstergesi olarak kaldırma/sürükleme oranının (CL/CD) optimize edilmesi üzerine odaklanmıştır. Sonuçlar, 6° sapmaya sahip kanatların, stol (tutunma kaybı açısı) sonrası rejimde (örneğin α = 18°) yalın duruma kıyasla en yüksek aerodinamik verimliliği sağladığını ve laminer ayrılma balonunun azaldığını, çıkış kenarındaki girdapların ise zayıfladığını göstermektedir. Orta hücum açılarında (α = 10°), 4° sapmalı kanat profili en iyi performansı sergilemiş ve CL/CD oranında temel modele göre %73,61 iyileşme elde edilmiştir. Stol karakteristiklerinde sınırlı bir iyileşme gözlemlenmiş olsa da, tüm modifiye edilmiş geometriler yalın modele kıyasla daha düşük sürükleme göstermiştir.
dc.identifier.endpage106
dc.identifier.startpage1
dc.identifier.urihttps://tez.yok.gov.tr/UlusalTezMerkezi/TezGoster?key=Xau5rw3KuCgEuy-FuJQtsOqj1fx6ExYEDwbUJkFFqInAb6ZKB9Dk-cToPWtYInVx
dc.identifier.urihttps://hdl.handle.net/20.500.14669/4236
dc.identifier.yoktezid954811
dc.language.isoen
dc.publisherAdana Alparslan Türkeş Bilim ve Teknoloji Üniversitesi
dc.relation.publicationcategoryTez
dc.rightsinfo:eu-repo/semantics/openAccess
dc.snmzKA_20241211
dc.subjectHavacılık ve Uzay Mühendisliği
dc.subjectAeronautical Engineering
dc.titleThe effect of leadıng edge morphıng on the aerodynamıc characterıstıcs of naca 0012 aırfoıl at low reynolds number
dc.title.alternativeDüşük reynolds sayisinda naca 0012 kanat profi̇li̇ni̇n aerodi̇nami̇k özelli̇kleri̇ üzeri̇ndeki̇ hücum kenar deği̇şi̇mi̇ni̇n etki̇si̇
dc.typeMaster Thesis

Dosyalar

Koleksiyon

Lisansüstü Eğitim Enstitüsü Tez Koleksiyonu