Düz Uçuş için Kanat Profili Eniyilemesi

Yıl 2017, Cilt: 1 Sayı: 2, 107 - 119, 18.12.2017

Sinan Körpe , Hakan Darak

https://doi.org/10.30518/jav.346425

Cited By: 2

Öz

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.

Anahtar Kelimeler

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

Airfoil Optimization for Level Flight

Öz

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.    

Anahtar Kelimeler

Airfoil, Optimization, Sequential Quadratic Programming, Xfoil, MATLAB

Kaynakça

• [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