Düz Uçuş için Kanat Profili Eniyilemesi

Abstract

Yapılan bu çalışmada, deniz seviyesinde düz uçuş yapan bir hava aracının kanat profili için üç boyutlu panel metot ve iki boyutlu tek yönlü sınır tabakası çözücülerinden oluşan hızlı aerodinamik çözücü ile dört farklı hız değeri için elde edilen taşıma kuvveti ve sürükleme kuvveti değerlerinden yola çıkılarak, eniyileme problemleri çözülmüştür. Bu hız değerleri sırası ile; perdövites hızı, en uzun menzil hızı, en uzun havada kalma süresi hızı ve en yüksek hızdır. Eniyileme problemlerinin çözülebilmesi için MATLAB programı ve Xfoil programının bir arada çalışması sağlanmış, Xfoil programında hesaplanan taşıma kuvveti katsayısı ve sürükleme kuvveti katsayısı değerleri, MATLAB programında bulunan ardışık ikinci derece programlama metodunun ihtiyaç duyduğu hedef fonksiyonunun gradyan vektörler ile kısıtlamaların Jakoben matrisinin oluşturulması sağlanmıştır. İlk aşamada, belirtilen hızda düz uçuşu sağlayan hücum açısında sürükleme kuvvetinin en düşük hale getirilmesi hedef fonksiyon olarak tanımlanırken o hücum açısında taşıma kuvvetinin değişmemesi eşitlik kısıtlaması olarak tanımlanmıştır. İkinci aşamada ise yukarıdaki tanımlanan problemlere ek olarak kanat profilinin perdövites açısında sağladığı taşıma kuvvetinin değişmemesi eşitlik kısıtlaması olarak tanımlanmış ve bu şekilde eniyileme problemleri çözülmüştür.

Keywords

• Eniyileme,Ardışık İkinci Derece Programlama,Xfoil,MATLAB,Kanat profili

Airfoil Optimization for Level Flight

Abstract

In this study, the optimization problems that are based on C_L and C_D values, which are obtained by a fast aerodynamic solver consisting of three dimensional panel method and one-way two dimensional boundary layer solver, are solved for four different speed values in level flight. These values are stall speed, the highest range speed, the highest endurance speed and the maximum speed. In order to solve the optimization problems, the combination of MATLAB program and Xfoil program has been provided. Lift and drag force coefficients are calculated in Xfoil program for the Jacobian matrix of the constraints and the gradient vector of the objective function that are required by the sequential quadratic programming method in MATLAB. In the first phase, minimization the drag coefficient at the determined angle of attack is defined as the objective function while the lift coefficient at that angle of attack is defined as the equality constraint. In the second phase, in addition to the above defined problem, the lift coefficient provided by the airfoil at the stall angle of attack is defined as the equality problem and the optimization problems are solved.    

Keywords

• Airfoil,Optimization,Sequential Quadratic Programming,Xfoil,MATLAB

References

1. [1] Zang, T.A. (2010) "Airfoil/Wing Optimization." Encyclopedia of Aerospace Engineering. Online Publication DOI: 10.1002/9780470686652.eae500 [2] Garcia, M.J. , Boulanger, P. , Giraldo, S. “CFD Based Wing Shape Optimization Through Gradient-Based Method” EngOpt 2008 - International Conference on Engineering Optimization Rio de Janeiro, Brazil, 01 - 05 June 2008 [3] NACA 4 Hane hesaplama yöntemi, Erişim tarihi: 29.12.2016 http://airfoiltools.com/airfoil/naca4digit [4] Everstine, G.C. (2010) Numerical Solution of Partial Differential Equations Erişim Tarihi: 05.01.2016 http://gwu.geverstine.com/pdenum.pdf [5] Körpe, S.D. ve Özgen S (2016) “Morphing Wing Optimization for Steady Level Flight” Proc IMechE Part G: J Aerospace Engineering DOI: 10.1177/0954410016662063 [6] Darak, H “Düz Uçuş için Kanat Profili Eniyilemesi” Yüksek lisans tezi, Türk Hava Kurumu Üniversitesi, 2017. [7] Edelman, L. XFoil-MATLAB ortak arayüzü Erişim Tarihi: 10.11.2016 https://www.mathworks.com/matlabcentral/fileexchange/49706-xfoil-interface-updated