PLAZMA AKTÜATÖRÜN NACA2415 MODEL UÇAK KANADI

Transkript

A.ŞANLISOY, 2013
T.C.
NĐĞDE ÜNĐVERSĐTESĐ
FEN BĐLĐMLERĐ ENSTĐTÜSÜ
MAKĐNA MÜHENDĐSLĐĞĐ ANABĐLĐM DALI
YÜKSEK LĐSANS TEZĐ
PLAZMA AKTÜATÖRÜN NACA2415 MODEL UÇAK KANADI ETRAFINDAKĐ
AKIŞ KONTROLÜ ÜZERĐNE ETKĐSĐNĐN ĐNCELENMESĐ
AYTAÇ ŞANLISOY
Temmuz 2013
T.C.
MAKĐNA MÜHENDĐSLĐĞĐ ANABĐLĐM DALI
AYTAÇ ŞANLISOY
Yüksek Lisans Tezi
Danışmanlar
Doç. Dr. Yahya Erkan AKANSU
Yrd. Doç. Dr. Fuat KARAKAYA
Temmuz 2013
ÖZET
ŞANLISOY, Aytaç
Niğde Üniversitesi
Fen Bilimleri Enstitüsü
Makine Mühendisliği Anabilim Dalı
Danışman
: Doç. Dr. Yahya Erkan AKANSU
Đkinci Danışman
: Yrd. Doç Dr. Fuat KARAKAYA
Temmuz 2013, 72 sayfa
Bu çalışmada, aerodinamik akış kontrolünde paraelektrik ve peristaltik sinyal
sürümünün
plazma
aktüatörün
performansına
etkisi
araştırılmıştır.
Sinyal
modülasyonları ile uyarılan, NACA2415 model uçak kanadı üzerine yerleştirilmiş
plazma aktüatörün aktif ve pasif olduğu durum için Reynolds sayılarının 8000-90000
aralığındaki etkileri rüzgâr tünelinde incelenmiştir. Uçak kanadına etki eden
aerodinamik kuvvet katsayıları ölçülmüş, iz bölgesine yerleştirilen kızgın tel probu ile
hız ölçümleri alınmış ve duman-tel yöntemi kullanılarak uçak kanadı etrafındaki akış
yapısı görüntülenmiştir. Plazma aktüatörün açık ve kapalı durumu karşılaştırıldığında,
kaldırma kuvvetinin arttığı ve iz bölgesinin daraldığı görülmüştür. Düşük Reynolds
sayılarında, plazma aktuatör ile etkili akış kontrolü sağlanarak uçak kanadı üzerindeki
tutunma kaybının daha büyük hücum açılarına kaydırılması sağlanmıştır. Reynolds
sayısının 36000 değerinde akış ayrılması 18°’ye kadar iyileştirilebilmiş ve 14°’de
maksimum kaldırma kuvveti, plazmasız durumun iki katı olarak elde edilmiştir.
Bununla beraber, peristaltik sürümünün çalışılan elektriksel parametre aralığında
dikkate değer bir etkisinin olmadığı ortaya konulmuştur.
Anahtar Sözcükler: Plazma aktüatör, uçak kanadı, akış kontrol, kaldırma kuvveti, peristaltik uyarım,
paraelektrik uyarım.
i
SUMMARY
INVESTIGATING THE EFFECTS OF PLASMA ACTUATOR ON THE FLOW
CONTROL AROUND NACA2415 AIRFOIL
ŞANLISOY, Aytaç
Nigde University
Graduate School of Natural and Applied Sciences
Department of Mechanical Engineering
Supervisor
: Associate Professor Dr. Yahya Erkan AKANSU
Co-Advisor
: Assistant Professor Dr. Fuat KARAKAYA
July 2013, 72 pages
In this master thesis, the effects of paraelectric and peristaltic signal drive on plasma
actuator performance is investigated at active flow control. In the case of the plasma
actuator located on NACA2415 airfoil, driven by modulated signal, was activated and
deactivated. The effect of actuator to active flow control is examined at Reynolds
number between 8000 and 90000 in the wind tunnel. The lift force which acted to airfoil
was measured by force balance. The velocity measurements were taken by hot wire
probe, located to wake region, and the flow around model is visualized by smoke wire
method. When the plasma compared with active and passive case, it is observed that the
lift force was increased and wake region was narrowed. The stall angle shifted to higher
attack angle by accomplishing effective active flow control at low Reynolds number.
The flow separation was enhanced up to 18°, the maximum lift force occurred at 14°
attack angle which is doubled compared with when the plasma actuator is closed. On
the other hand, the peristaltic actuation has no significant effect at the values of
considered experimental parameters.
Keywords: Plasma actuator, airfoil, flow control, lift force, peristaltic actuation, paraelectric actuation.
ii
ÖNSÖZ
Plazma aktuatörler; hareketli parça bulundurmaması, hafif ve basit yapısı ve bakım
gerektirmemesi nedeni ile havacılık uygulamalarında, özellikle mikro hava araçlarında
yenilik getirebilecek bir potansiyel olarak karşımıza çıkmaktadır. Plazma aktüatör
performansının geliştirilmesi için son zamanlarda hem elektriksel, hem de geometrik
parametrelerin etkileri incelenmektedir. Yapılan bu tez çalışmasında, plazma
aktuatörlerin peristaltik sürümünün ve sinyal modülasyonlarının etkileri araştırılmıştır.
Öncelikle plazma aktüatör düz levha üzerine uygulanmış ve parametrelerin uygun
çalışma aralıkları tespit edilmiştir. Daha sonra aktif akış kontrolüne etkisini incelemek
üzere NACA2415 uçak kanadı üzerinde farklı konumlara yerleştirilmiştir. Plazma
aktüatörün farklı Reynolds sayılarında ve hücum açılarında aerodinamik modelin
oluşturduğu kaldırma kuvveti katsayısı ve model arkasındaki iz bölgesine etkisi
araştırılmış ve plazma aktüatörlerin konumu ve çoklu uyarımın etkileri incelenmiştir.
Özellikle, uçak kanadı üzerinde akış ayrılması engellenerek tutunma kaybı (stol) olayı
gerçekleşmeden daha yüksek hücum açılarına çıkılabilmesi sağlanmıştır.
Yüksek lisans tez çalışmamın yürütülmesi esnasında, çalışmalarıma yön veren, bilgi ve
yardımlarını esirgemeyen ve bana her türlü desteği sağlayan danışman hocalarım, Sayın
Doç. Dr. Yahya Erkan AKANSU'ya ve Sayın Yrd. Doç. Dr. Fuat KARAKAYA’ya en
içten teşekkürlerimi sunarım. Yüksek lisans tez çalışmam esnasında tecrübelerine
başvurduğum Yrd. Doç Dr. Hüsnü AKSAKAL’a ve Makine Mühendisliği Bölümü
Öğretim Üyelerine müteşekkir olduğumu ifade etmek isterim. Bu tezin hazırlanması
esnasında yardımlarını esirgemeyen kıymetli meslektaşlarım Arş. Gör. Hürrem
AKBIYIK, Cihan YEŞĐLDAĞ,
Rafet GÜNAYDIN ve Tekmile AYDOGDU’ya
teşekkür ederim.
Bu tez çalışmam boyunca bana maddi ve manevi desteklerini esirgemeyen babam
Đsmail ŞANLISOY’a, annem Müjgan ŞANLISOY’a, abim Ali Hayri ŞANLISOY’a ve
nişanlım Pavlina VORLOVA’ya ithaf ediyorum.
Ayrıca, bursiyer olarak görev aldığım 110M056 numaralı proje kapsamında finansal
destek sağlayan TUBĐTAK’a teşekkür ederim.
iii
ĐÇĐNDEKĐLER
ÖZET ...........................................................................................................................i
SUMMARY ................................................................................................................. ii
ÖNSÖZ ....................................................................................................................... iii
ĐÇĐNDEKĐLER ............................................................................................................ iv
ŞEKĐLLER DĐZĐNĐ ...................................................................................................... vi
FOTOĞRAFLAR DĐZĐNĐ ..........................................................................................viii
SĐMGE VE KISALTMALAR ...................................................................................... ix
BÖLÜM I GĐRĐŞ........................................................................................................... 1
1.1. Aerodinamik Akış Kontrolü .................................................................................... 1
1.1.1. Pasif akış kontrol yöntemleri ................................................................................ 2
1.1.2. Aktif akış kontrol yöntemleri ............................................................................... 3
1.2. Plazma Aktüatör ile Akış Kontrolü ......................................................................... 5
1.3. Çalışmanın Bilimsel Önemi .................................................................................. 12
1.4. Tezin Amacı ve Kapsamı ...................................................................................... 13
BÖLÜM II PLAZMA FĐZĐĞĐ .................................................................................... 14
2.1. Plazmanın Tanımı ................................................................................................. 14
2.1.1. Atmosferik soğuk plazma etkisi ile akışın ivmelendirilmesi ............................... 15
2.1.2. Plazma etkisinde oluşan cisim kuvveti ............................................................... 17
2.2. Plazma Aktüatörler ............................................................................................... 19
BÖLÜM III DENEYSEL ÇALIŞMALAR .................................................................. 24
3.1. Rüzgâr Tüneli ....................................................................................................... 24
3.2. Plazmanın Oluşturulması ...................................................................................... 25
3.3. Aerodinamik Test Modelleri ................................................................................. 28
3.4. Ölçüm Sistemleri .................................................................................................. 29
3.4.1. Aerodinamik kuvvet katsayılarının ölçümü ........................................................ 30
3.4.2. Kızgın tel anemometresi ile hız ve girdap kopma frekansının ölçümleri ............. 32
3.4.3. Basınç ölçümü ................................................................................................... 34
3.4.4. Duman-tel yöntemi ile akış görüntülemesi ......................................................... 35
BÖLÜM IV BULGULAR VE ĐRDELEMELER ........................................................ 37
4.1. Plaka Etrafında Akış Kontrolü .............................................................................. 37
iv
4.2. NACA2415 Uçak Kanadı Etrafında Akış Kontrolü ............................................... 40
BÖLÜM V SONUÇLAR ............................................................................................ 57
KAYNAKLAR ........................................................................................................... 59
ÖZGEÇMĐŞ ................................................................................................................ 72
v
ŞEKĐLLER DĐZĐNĐ
Şekil 1.1: a) Kontrol Çubuğu ile akış kontrolü, b) ayırıcı plaka ile akış kontrolü ...........2
Şekil 1.2: Sentetik jet üreteci (Azar, 2012). ...................................................................4
Şekil 2.1: Maddenin Plazma hali (Akansu ve Karakaya, 2013) ....................................14
Şekil 2.2: Plazma aktüatör konfigürasyonu ..................................................................15
Şekil 2.3: Đyon ve elektronların elektrik alanında hareketi ...........................................17
Şekil 2.4 : a) Korona deşarj aktüatörü, b)Dielektrik barier deşarj aktüatörü (Moreau,
2007) ...........................................................................................................................20
Şekil 2.5: Sürekli sinüzoidal sinyal sürümü .................................................................21
Şekil 2.6: Peristaltik plazma aktüatör panelinde aktüatörlerin fazlandırılması (Roth ve
diğerleri, 2003b) ..........................................................................................................21
Şekil 2.7: Sürücü sinyalin 2 V ve 3600 Hz frekansında doluluk boşluk yüzdesinin sinyal
yapısındaki etkisi .........................................................................................................22
Şekil 2.8: Sürücü sinyalin 2 V ve 3600 Hz frekansında uyarım frekansının sinyal
yapısındaki etkisi .........................................................................................................23
Şekil 3.1 : NACA2415 uçak kanadı geometrisi ...........................................................29
Şekil 3.2: Rüzgar tüneli test bölgesinin ve akış karakteristiklerinin ölçümünde
kullanılan deney sisteminin şematik görünümü ............................................................30
Şekil 3.3: Duman-tel akış görüntüleme sistemi şeması ................................................35
Şekil 4.1: Altılı aktüatör durumunda sinüzoidal sinyal faz açısının duvar jeti üzerine
etkisi ...........................................................................................................................39
Şekil 4.2: Farklı konumlardaki aktüatör çiftlerinin aktif olması durumunda faz açısının
etkisi ...........................................................................................................................39
Şekil 4.3: Farklı sayılardaki çoklu aktüatör düzenlemelerinin aktif olması durumunda
faz açısının etkisi .........................................................................................................40
Şekil 4.4: NACA2415 üzerine entegre edilmiş plazma aktüatör konfigürasyonu .........41
Şekil 4.5: NACA2415 uçak kanadı modelin literatür ile karşılaştırılması.....................42
Şekil 4.6: Düşük Reynolds sayısı bölgesinde uçak kanatlarına etki eden maksimum
kaldırma kuvvet katsayısının değişimi .........................................................................43
Şekil 4.7: Plazma aktüatörün aktif ve pasif olduğu durumda,NACA2415 uçak kanadı
etrafında oluşan kaldırma kuvvetinin Reynolds sayısına bağlı olarak değişimi .............44
vi
Şekil 4.8: NACA2415 uçak kanadının farklı Reynolds sayılarında, kaldırma
katsayısının hücum açısı ile değişimi ...........................................................................45
Şekil 4.9: Plazmanın kapalı ve açık olduğu durumda hücum açısının etkisi .................45
Şekil 4.10: Plazma aktüatörün farklı voltajlar ile sürüldüğü durumlarda kaldırma kuvvet
katsayısının Reynolds ile değişimi ...............................................................................46
Şekil 4.11: Farklı Hücum açılarında ve plazmanın açık ve kapalı olduğu durumda
NACA2415 uçak kanadı etrafındaki akışın iz bölgesinin değişimi ...............................47
Şekil 4.12: Farklı plazma aktüatörlerin (1,1-2,1-1,2,3 numaralı aktüatörler)
aktifleştirilmesi neticesinde NACA2415 uçak kanadı etrafındaki akışın iz bölgesinin
değişimi ......................................................................................................................48
Şekil 4.13: Plazma aktüatöre uygulanan sinyalin faz açısının değiştirilmesinin
NACA2415 uçak kanadı etrafındaki akışın iz bölgesine etkisi .....................................49
Şekil 4.14: NACA2415’in hücum açılarının 5°, 10° ve 15°olduğu durumda, farklı
plazma aktüatörlerin aktifleştirilmesinin oluşan kaldırma katsayısına etkisi .................50
Şekil 4.15: Farklı uyarım frekanslarında uyarılan plazmanın doluluk boşluk yüzdesinin
değişiminin NACA2415 uçak kanadının oluşturduğu kaldırma kuvvetine etkisi ..........51
Şekil 4.16: %10 doluluk boşluk yüzdesi ile sürülen plazmanın uyarım frekansının
NACA2415 uçak kanadının oluşturduğu kaldırma kuvvetine etkisi .............................51
NACA2415 uçak kanadının oluşturduğu kaldırma kuvvetine etkisi .............................52
Şekil 4.18: Sinüzoidal sinyal faz açısının plazma aktüatörün etkisinde oluşan kaldırma
kuvveti katsayısına etkisi .............................................................................................53
Şekil 4.19: Plazma aktüatörün sürücü sinyalinin frekansının plazma aktüatör etkisinde
oluşan kaldırma kuvveti katsayısına etkisi ...................................................................53
Şekil 4.20: Plazma aktüatörün sürücü sinyalinin voltajının değişiminin plazma aktüatör
etkisinde oluşan kaldırma kuvveti katsayısına etkisi ....................................................54
vii
FOTOĞRAFLAR DĐZĐNĐ
Fotoğraf 1.1: Laminar ve türbülanslı akış yapasında akış ayrılması (Çengel ve Cimbala,
2007) .............................................................................................................................3
Fotoğraf 1.2: Renault aracın sentetik jet ile aerodinamik akış kontrolü (URL-1). .........4
Fotoğraf 3.1: Çalışmada kullanılan deney düzeneği ....................................................24
Fotoğraf 3.2: Rüzgâr tüneli dizaynı ............................................................................25
Fotoğraf 3.3 : a) 6 kanallı audio güç amfi, b) Yüksek voltaj bobin kutusu...................26
Fotoğraf 3.4 : Sinyal üretiminde kullanılan FPGA tabanlı programın arayüzü ............27
Fotoğraf 3.5: Osiloskopta sinyal formlarının alınması ................................................27
Fotoğraf 3.6 :a) Yüksek voltaj probu, b) Akım probu .................................................28
Fotoğraf 3.7 : NACA2415 uçak kanadının katı modellemesi ......................................29
Fotoğraf 3.8 : a)ATI yük hücresi programının arayüzü, b) Yük hücresinin rüzgar
tünelindeki konumu, c) Döndürme aparatına entegre edilmiş yük hücresi ....................31
Fotoğraf 3.9 : Kızgın tel probların test bölgesindeki konumları ..................................32
Fotoğraf 3.10: Dinamik basıncın ölçümünde kullanılan a) Pitot tüpü, b) Basınç
dönüştürücüsü c) Mikromanometre .............................................................................35
Fotoğraf 3.11: NACA0015 uçak kanadı etrafında akış görüntülemesi (Akansu ve diğ.,
2012) ...........................................................................................................................36
Fotoğraf 4.1: Peristaltik etkinin oluşturulduğu levha üzerindeki elektrot dizilimi ........38
Fotoğraf 4.2: NACA2415 modelin test bölgesindeki görünümü ..................................41
Fotoğraf 4.3: NACA2415 uçak kanadının α=12 ve 16° hücum açılarında plazma
aktüatörün V=8kVpp ve f=3600Hz sinyal ile sürüldüğü durumda akış ayrılması üzerine
etkisi ...........................................................................................................................54
Fotoğraf 4.4: Plazma aktüatörü süren voltajının NACA2415 uçak kanadı etrafındaki
akış yapısına etkisi ......................................................................................................55
Fotoğraf 4.5: NACA2415 uçak kanadı üzerine yerleştirilen çoklu aktüatörlerin tekli ve
çoklu sürümünün akış yapısına etkisi...........................................................................56
viii
SĐMGE VE KISALTMALAR
Simgeler
Açıklama
µ
Dinamik viskozite
a
Đvme
Aön
Ön bakış alanı
Aüst
Üst bakış alanı
B
Manyetik alan
b
Kanat açıklığı uzunluğu
C
Veter uzunluğu
CD
Sürüklenme kuvveti katsayısı
CL
Kaldırma kuvveti katsayısı
E
Elektrik alanı
e
Elektron yükü
F
Cisim kuvvetleri/Lorentz kuvvetleri
FD
Sürüklenme kuvveti
fe
Uyarım frekansı
FL
Kaldırma kuvveti
K
Đdeal gaz sabiti
kB
Boltzmann sabiti
m
Kütle
n
Ortalama parçacık sayısı
P
Basınç
Patm
Atmosfer basıncı
Pdin
Dinamik basınç
Pst
Statik basınç
Ptop
Toplam basınç
q
Elektriksel yük
Re
Reynolds sayısı
s
Birim yüzey
T
Sıcaklık
ix
t
Zaman
Te
Elektron sıcaklığı
Ti
Đyon sıcaklığı
u
X yönündeki hız bileşeni
U
Duvar jeti hızı
Uo
Serbest akış hızı
x/C
Plazma aktüatörün konumu
εo
Dielektrik sabiti
ρ
Yoğunluk
ρc
Yük yoğunluğu
υ
Hız
φ
Elektriksel potansiyel
Kısaltmalar
Açıklama
AC
Alternatif Akım
DBD
Dielektrik Bariyer Deşarjı
DC
Doğru Akım
EHD
Elektrohidrodinamik
MAV
Mikro Hava Araçları
x
1. BÖLÜM I
GĐRĐŞ
Hava araçları sahip oldukları aerodinamik yapılı kanat geometrisi nedeni ile harekete
geçtikleri zaman, kanadın üst kısmından akış hızlı geçerken, alt kısmından daha yavaş
geçmektedir. Bu hız farklının neticesinde ise kanadın alt yüzeyi ile üst yüzeyi arasında
basınç farkı oluşmakta ve bu basınç farkının modelin yüzey alanına etkisi neticesinde
kaldırma kuvveti oluşmaktadır. Kaldırma kuvveti modelin sahip olduğu hıza, bulunduğu
ortamın yoğunluğuna ve üst bakış alanına bağlı olarak değişmektedir. Kaldırma
kuvvetinin artırılması için aracın sahip olduğu hız artırılmakta veya kanadın hücum
açısı artırılarak kaldırma kuvveti istenilen seviyelere getirilebilmektedir. Ancak hücum
açısının belirli bir değerin üzerinde olması durumunda, akış kanadın üst yüzeyinden
ayrılarak bir küt cisim gibi davranmakta ve kanadın arkasında kalın bir iz bölgesi
oluşmaktadır. Bu durumda tutunma kaybının görüldüğü stol açısına girilerek kaldırma
kuvvetinde ani düşüşler meydana gelmektedir. Akış ayrılmasının geciktirilmesi ve
aerodinamik kuvvet katsayılarının iyileştirilmesi için çeşitli akış kontrolü yöntemleri
uygulanmaktadır. Literatürde yapılmakta olan akış kontrol yöntemleri, yöntemde enerji
kullanımı durumuna göre aktif veya pasif olarak sınıflandırılmaktadır. Burada, her iki
yöntem hakkında kısaca bilgi verildikten sonra aktif akış kontrol yöntemlerinden birisi
olan plazma aktüatörler kapsamlı olarak ele alınacaktır.
1.1.
Aerodinamik Akış Kontrolü
Aerodinamik akış kontrolü, Gad-el-Hak (2000) tarafından bir akış alanının istenilen
kısmının, doğal şeklini veya karakterini uygun şekilde değiştirilmesi için uygulanan
yöntemler olarak tanımlanmaktadır. Bu yöntemler ile aerodinamik kuvvet katsayılarının
geliştirilmesi, akış ayrılmasının önlenmesi veya geciktirilmesi, stol açısının daha yüksek
açılara kaydırılması, sınır tabakanın geliştirilmesi, ses ve titreşim miktarının azaltılması
mümkün olmaktadır. Akış kontrol yöntemlerinin en yaygın sınıflandırması aktif ve pasif
olarak yapılmaktadır. Aktif akış kontrolünde, sistemde ilave bir enerji kullanımı söz
konusuyken; pasif akış kontrolü ise sistemde ilave enerji kullanımı olmaksızın yapılan
1
geometrik düzenlemeleri içermektedir. Akış kontrolünde ortaya çıkan fiziksel etkileri
ortaya koyabilmek için bu yöntemlerin bazıları aşağıdaki alt başlıklarda anlatılmıştır.
1.1.1. Pasif akış kontrol yöntemleri
Pasif akış kontrol yöntemleri ilave bir güç kullanılmaksızın geometride yapılan
değişiklikler
veya
akış
kontrolünü
sağlayacak
elemanlar
eklenmesi
ile
gerçekleştirilmektedir. Pasif akış kontrol yöntemlerinden bazıları, cisim önüne kontrol
çubuğu yerleştirilmesi, cisim arkasına yerleştirilen ayırıcı plaka, yüzey pürüzlülüğü
veya akış bozucu tel ve cisim geometrisinin yeniden düzenlenmesidir. Bu yöntemlerin
çalışma mekanizmaları aşağıda kısaca açıklanmıştır.
Şekil 1a’da görüldüğü üzere, kontrol çubuğu ile akış kontrolünde, cisim önüne küçük
çaplı bir cisim yerleştirilmektedir. Akış öncelikle kontrol elemanına çarpmakta ve
kontrol elemanından ayrılan akış tabakasının oluşturduğu iz bölgesi arkadaki cismi
etkilemektedir. Đki cisim arası mesafeye bağlı olarak hem küt cismin ön kenarındaki
pozitif basınç düşmekte hem de küt cisim iz bölgesinin daralmasına bağlı olarak arka
kenarındaki negatif basınçta yükselme görülmektedir. Ön ve arka kenardaki bu basınç
değişimleri cisme etki eden sürükleme kuvvetinin azaltılması yönünde önemli rol
oynamaktadır. Sarıoğlu ve diğ. (2005)’nin yapmış olduğu çalışmada, kontrol çubuğu ile
sürükleme kuvvetinde %70’e varan azalmalar elde etmişlerdir. Şekil 1b’de ayırıcı plaka
ile yapılan akış kontrolünde küt cismin arkasına yerleştirilen ayırıcı plaka neticesinde
girdap bölgesinin yapısı ve iz bölgesi değişmektedir. Akansu ve diğ. (2004), yapmış
oldukları çalışmada ayırıcı plakanın 0 ile 180⁰ aralığında döndürülmesi neticesinde
silindirin arkasında oluşan iz bölgesinin ve basınç dağılımının, eğim açısının değişimi
ile değişimini incelemişlerdir.
Ayırıcı plaka
Kontrol Çubuğu
U∞
U∞
Küt cisim
Küt cisim
Şekil 1.1: a) Kontrol Çubuğu ile akış kontrolü, b) ayırıcı plaka ile akış kontrolü
2
Pürüzlü yüzeyler veya akış sendeletici (trip wire) kullanılarak akışın laminer yapıdan
türbülanslı yapıya geçirilmesi mümkündür. Türbülanslı akışta, akışkan yüzeyden
ayrılmaya ters basınç nedeni ile daha fazla direnecektir. Cismin yüzey pürüzlülüğünün
artırılması veya akış sendeleticilerin kullanılması ile Fotoğraf 1.1’de olduğu gibi akışın
daha yüksek açılarda yüzeyden ayrılması mümkündür. Böylece cisim arkasındaki iz
bölgesi daralmakta ve basınç sürüklenmelerinin düşürülmesine olanak sağlanmaktadır.
Akış sendeletici tel
θayrılma=140⁰ Türbülanslı
θayrılma=80⁰ Laminar
Fotoğraf 1.1: Laminar ve türbülanslı akış yapasında akış ayrılması
(Çengel ve Cimbala, 2007)
Ayrıca cisim geometrisinin yeniden düzenlenmesi ile keskin köşelerin yuvarlatılması
veya gerekli yerlere kanallar açılması ile de sürüklenme kuvvetleri azaltılabilmektedir.
1.1.2. Aktif akış kontrol yöntemleri
Aktif akış kontrol yöntemleri, ilgili akış alanın doğal şeklinin veya karakterinin uygun
şekilde değiştirilmesi için harici enerji harcanarak gerçekleştirildiği yöntemler olarak
tanımlanmaktadır. Burada aktif akış kontrol yöntemlerden bazıları olan, döner yüzeyler
ile akışa momentum transferi, sıfır net kütle akılı sentetik jetler, üfleme veya emme
yapan kanallar hakkında kısaca bilgi verilecektir.
Döner yüzeyler ile akışa momentum enjeksiyonu kullanılarak, akışkan hızı ile cisim
yüzeyi arasındaki hız farkı nedeni ile cisim yüzeyinde oluşan sınır tabakanın
engellenmesi veya azaltılması sağlanmaktadır. Cisim yüzeyi ile akışkanın aynı yönde
hareket etmesi, aradaki hız farkını ortadan kaldırarak sınır tabakanın değiştirilmesine ve
ayrıca akışkana ilave momentum kazandırarak akışın yüzeyden ayrılması engellenerek
veya geciktirilerek istenilen akış kontrolü gerçekleştirebilmektedir.
3
Sentetik jetler ile akışa kütle transferi olmaksızın, ard arda üfleme ve emme yaparak
momentum aktarılmaktadır. Sentetik jet üretici Şekil 1.2’de görüldüğü gibi diyafram,
emme ve üfleme için gerekli olan boşluk ve orifisden oluşmaktadır. Piezoelektrik
diyaframa sinyal gönderilmesi ile diyafram salınım yapmaktadır. Bu salınım neticesinde
diyaframın yukarı hareketi ile üfleme, aşağı hareketi ile emme yapmaktadır. Üfleme
sonucunda orifisden çıkan akışkan dairesel sentetik jetlerde girdap halkası şeklinde,
düzlemsel sentetik jetlerde girdap çifti şeklinde ayrılmaktadır (Tuck ve Soria, 2008).
Emme esnasında girdap halkası yüzeyden uzaklaştığı için boşluğa giren akışkandan
etkilenmemektedir (Smith ve Glezer, 1998).
Sentetik Jet
Hava Girişi
Girdap Halkası
Salınım yapan
diyafram
Orifis
Boşluk
Şekil 1.2: Sentetik jet üreteci (Azar, 2012)
Fotoğraf 1.2’de, Renault Altica model bir arabada akış ayrılmasının gerçekleştiği üst
arka kenarına sentetik jet uygulaması görülmektedir. Sentetik jetin aktif olduğu
durumda iz bölgesinin daraldığı gözlemlenmiştir. Aracın 130 km/saat ile seyir ettiği
durumda sadece 10 W güç tüketimi ile %15 enerji tasarrufu sağlanmıştır. Bu yöntemde
modelin hızına bağlı olarak akış kontrolünün yapılması mümkündür (Azar, 2012).
Sentetik jet kapalı
Sentetik jet açık
Fotoğraf 1.2: Renault aracın sentetik jet ile aerodinamik akış kontrolü (URL-1)
4
Üfleme veya emme yapan kanallarda ise cisim yüzeyinden akışın ayrılmasını
engellemek için cisim yüzeyindeki bir slot kanaldan üfleme veya emme aparatı ile
akışkan iletilmekte veya gerekli akış direkt olarak ana akımdan elde edilebilmektedir.
1.2.
Plazma Aktüatör ile Akış Kontrolü
Plazma aktüatörler; akışkan içerisinde bulunan elektriksel deşarj ile uyarılan yerel
iyonize gazların nötr parçacıklar ile çarpışması sonucu hacimsel sürüklenmeye ve
bunun neticesinde yüzeyde yapay akış oluşmasına neden olmaktadır (Akansu ve
Karakaya, 2013). Plazma etkisinde oluşan akışın, akış kontrolünde istenmeyen negatif
etkilerin bertaraf edilmesi gereken yere konumlandırılması ile istenilen akış kontrolleri
sağlanabilmektedir. Plazma aktüatörlerin gelecek vaat etmesi ve bilim adamlarının
konuya olan ilgisi, herhangi bir hareketli mekanik parçaya gerek duyulmaksızın direkt
olarak elektrik enerjisini kinetik enerjiye dönüştürüyor olmasından kaynaklanmaktadır.
Bu yöntemle, düz plaka üzerindeki sınır tabaka gelişiminin, dairesel silindir etrafındaki
akışta yüzeyden akış ayrılmasının, uçak kanadı etrafındaki akışlarda ise aerodinamik
kuvvetlerin geliştirilmesi ve stol olayının kontrolü sağlanabilmektedir (Akansu vd.,
2012). Ancak şu an elde edilen akış kontrolleri oldukça düşük hızlarda olup, daha
yüksek hızlarda da uygulanabilmesi için yeni yöntemler geliştirmeye yönelik çeşitli
araştırmalar yapılmaktadır.
Günümüzde akış kontrolünün sağlanması amacı ile hava araçları oldukça karmaşık
mekanik sistemlerden oluşmaktadırlar. Bu sistemler; çoğu zaman ağır, oldukça yavaş,
pahalı ve sürekli bakım gerektiren parçalardan oluşmaktadırlar. Plazma aktüatörlerin
tepki süresinin kısa olması, basit yapısı, akış ayrılmasını kontrol edebilmesi, kaldırma
kuvvetini artırabilmesi ve sürüklenme kuvvetlerini düşürebilmesi ve stal açısını
geciktirmesi gibi avantajları nedeni ile havacılık uygulamaları için umut veren
yöntemler arasında yer almaktadır.
Uçak kanadı üzerinde kontrollü akış elde etmek için yapılan EHD plazma
aktüatörlerindeki gelişmeler ve uygulamalar ile düşük hızlarda çalışan sistemlerin
yüzeyinde yapay akış oluşturulmuş, akış ayrılmasını önleyici etkiler gözlemlenmiştir.
Bu etkiler optimize edilerek sistemlerin akış tutma kabiliyetinin gelişmesi sağlanmıştır.
5
Aşağıda plazma aktüatörlerin karakterize edilebilmesi ve performansının geliştirilmesi
amacı ile literatür de yapılan çalışmalar özetlenmiştir.
Roth ve diğerleri (Roth, 2003a; Roth, 2003b; ve Roth, 2004), plazma aktüatör
kullanarak, cisim üzerindeki durağan haldeki akışın hızını yaklaşık 3 m/s seviyelerine
çıkarmıştır. NACA0015 uçak kanadı etrafında 2.85 m/s serbest akış hızında cisim
üzerinde akış tutunmasını gözlemlemişlerdir. Onlar, uyarım fiziğini paraelektrik uyarım
olan aktüatörlerin hepsinin eş zamanlı olarak uyarılmasını ve aktüatörlerin farklı faz
açılarında uyarılması olan peristaltik uyarım olarak iki kısıma ayırmışlardır. Aynı
zamanda
paraelektrik
ve
peristaltik
uyarımı
eşzamanlı
sağlayan
aktüatörler
hazırlamışlardır.
Thomas vd. (2009), tek DBD kullanarak elde edilen plazma hareketlendiricisinin
ürettiği cisim kuvvetinin optimizasyonuna yönelik parametrik bir deneysel çalışma
gerçekleştirmişlerdir. Dielektrik malzeme türü ve kalınlığı, uygulanan voltajın genliği
ve frekansı, voltajın dalga formu, elektrot geometrisi ve genişliği gibi birçok
parametrenin etkisini incelemişlerdir. Bu çalışmalarında, özellikle plazma aktuatörünün
daha önce uygulanması mümkün olmayan yüksek Reynolds sayılarında da akış
kontrolünün sağlanması üzerinde çalışmışlardır. Özellikle düşük dielektrik sabitine
sahip kalın dieletrik malzemeler ile üretilen cisim kuvvetinin, önceki çalışmalarda
kullanılan kapton bazlı aktuatörlere oranla çok daha fazla olduğunu göstermişlerdir.
Sosa ve Artana (2006), plazma aktüatörlerin NACA0015 uçak kanadı etrafında ki akışa
etkilerini araştırmışlardır. Buna ilaveten hücum açısının ve hıza bağlı olarak farklı akış
şartlarının etkileri incelemişlerdir.
Düşük Reynolds sayılarında plazma uyarımının
etkilerini, akışa kazandırılan güce ve aktüatör ile ayrılma noktası arasındaki bağıl
uzaklığa bağlı olduğunu belirtmişlerdir. Onlar uyarımın yoğunluğunu belirlemek için
güç katsayısı tanımlamışlardır.
Bernard ve Moreau (2010), aktüatörlerin modüle edilmiş sinyali ile uyarıldığı durumda
plazma aktüatörlerin elektriksel karakteristiklerini incelemişlerdir. Kare ile sinüs
sinyalin çarpımı, iki sinüs sinyalin toplamı ve iki sinüs sinyalin çarpımı ile elde edilen
farklı modüle sinyaller ile plazma aktüatörleri sürmüşlerdir. Plazma etkisinde oluşan
hızın çalkantı frekanslarının modüle sinyaller ile değiştirilebileceği belirtilmiştir.
6
Bernard vd. (2009), NACA0015 üzerine konumlandırılan plazma aktüatörün kararlı ve
kararsız uyarımı durumunda cismin aerodinamik performansını incelemişlerdir. Plazma
aktüatörün kaldırma kuvveti katsayısını artırdığını, sürüklenme kuvvetini düşürdüğünü
ve stol açısını geciktirdiğini göstermişlerdir.
Little vd. (2010), uçak kanadının flabı üzerine yerleştirilen ve modüle edilmiş sinyaller
ile sürülen plazma aktüatörün akışa etkilerini Reynolds sayısı 25000-75000 arasında
incelemişlerdir. Onlar flapta beliren girdap oluşumu temelli kararsızlıkların modüle
dalga formları ile kuvvetlendirilmesinin kaldırma kuvvetini artırmada ve zamana
bağımlı resirkülasyon bölgesinin düşürülmesinde etkili olduğunu belirtmişlerdir. Burst
ve amplitude modülasyonlarını karşılaştırmışlardır. Aktüatörün etkisinin ve veriminin
düşük frekanslarda kare dalga modülasyonunun sinüs sinyal modülasyonu ile
karşılaştırıldığında daha da iyileştirdiği belirtilmiştir. Her flap açısının burst
modülasyonu için uygun doluluk boşluk yüzdesi aralığının bulunduğu ve flap açısının
artması ile arttığı belirtilmiştir.
Jolibois vd. (2008), veter uzunluğu boyunca plazma aktüatörün en uygun konumunu
belirlemişlerdir. Onlar doluluk boşluk yüzdesinin uygun değeri ile güç tüketiminin
azaltılabileceğini göstermişlerdir. Veter uzunluğu boyunca yedi adet aktüatör
konumlandırmışlar ve her bir aktüatörün ayrılmış akışı tutmasına etkisini 17° hücum
açılarına kadar incelemişlerdir.
Göksel vd. (2007), plazma aktüatörün kararlı ve kararsız uyarımın etkilerini Eppler
E338 uçak kanadı üzerinde, Reynolds sayısı 20500≤Re≤50000 aralığında, akış
ayrılmasına ve aerodinamik performansa etkisini araştırmıştır. Onlar plazmayı süren
sinyalin doluluk boşluk yüzdesinin ayarlanması ile kaldırma katsayısının artırıldığını
göstermişlerdir. Plazma aktüatörün düşük doluluk boşluk yüzdelerinde bile, yaklaşık
%0.66, etkili akış ayrılması kontrolü için yeterli olmuştur.
Zito vd. (2012),
mikro ölçekli plazma aktüatör oluşturarak etkiyen kuvvet başına
tüketilen güç olarak tanımlanan itki etkinliğini, itki yoğunluğu olarak tanımlanan birim
hacimde oluşan itkiyi ve kütle başına düşen itkiyi makro ölçekli aktüatörler ile
kıyaslamışlardır. Tüketilen birim güce karşılık elde edilen hız olarak hız etkinliğini,
hacim ve kütle başına düşen hızı ve pik hızı, ortalama kuvvet ve tüketilen güce bağlı
7
olarak verimliliğini makro ölçekli plazma aktüatör ile karşılaştırmışlardır. Elde edilen
sonuçlar neticesinde itki etkinliğinin makro ölçekli aktüatörler ile aynı olduğu, hız
etkinliğinin %63-%86 arasında iyileşme sağladığı, enerji dönüşüm verimliliğinde ise
karşılaştırılan bir makro ölçekli aktüatöre oranla %31 iyileşme sağladığı belirtilmiştir.
Gelişmelerde kalın dielektrik malzemenin 10 µm seviyelerine düşürülmesi ile gerekli
voltajın düşürülmesi sağlanmış, elektrot genişliklerinin 10 µm ’a kadar düşürülmesi ile
gerek boyutlarda gerekse ağırlıkta iyileştirmeler sağlanmıştır. Yapılan çalışmada
elektrotlar arasındaki boşluk 100 µm olarak alınmıştır. Ancak bu çalışmada kullanılan
geometride debiye perdelemesi mesafesinin 10 µm’den daha küçük olduğu durumda
plazma hacminin negatif etkilediği belirtilmiştir. Bu nedenle elektrotlar arası boşluğun
10 µm ‘a yaklaştırıldığında itki yoğunluğunun artması beklenmektedir.
Cheong vd. (2011), topraklanmış elektrotu sabit tutan ve hava ile temaslı elektrota açı
verebilen bir düzenek hazırlayarak hava ile temas eden elektrotu 90⁰ ile 270⁰ aralığında
değiştirterek plazma aktüatörden elde edilen kuvvetler karşılaştırmışlardır. Geometri
180⁰ açı da iken bilinen düz plaka geometrisindedir. Açının 270⁰ ‘ye kadar artırılması
ile tepki kuvvetlerinde %50 artış sağlanmış, açının 90⁰ ’ye kadar düşürülmesi ile tepki
kuvvetlerinde azalmalar gerçekleşmiştir. Bunun nedeni ortam havasının aktüatöre doğru
çekilmesi ve aktüatörün bulunduğu plaka boyunca itilmesinden kaynaklanmaktadır.
Aynı zamanda açının değişimi ile elektrik alanın değiştiği ve bunun neticesinde tepki
kuvvetlerinde etki oluşturduğu açıklanmıştır. DBD aktüatör kapasitör gibi düşünülmüş,
kapasitörün kapasitansı açının değişimi ile değiştiği gösterilmiş ve kapasitansın
değişimi ile elektrik alanının değiştiği gösterilmiştir.
Taleghani vd. (2012), 750000 Reynolds sayısında ve hücum açısını değiştirerek plazma
aktüatörün NLF0414 uçak kanadı etrafındaki akış yapısına etkisini incelemişlerdir.
Ayrıca sinyallerin frekans ve doluluk boşluk yüzdeleri gibi parametrelerini değiştirerek
plazma aktüatörün performansına ve dolaylı olaraktan akış yapısına etkisini
incelemişlerdir. Uçak kanadı etrafında basınç dağılımını elde ederek plazma aktüatörün
belirtilen hücum açılarında göstermiş olduğu performans incelenmiştir. Aktüatörün en
iyi performansı 18⁰ hücum açısında elde edilirken hücum açısının 20⁰ ye çıkarılması ile
etki azalmıştır. Aktüatörün en iyi performansında, ayrılma noktası x/C=0.15 ’den
x/C=0.50 ’ye kaymış, hücum açısının 20⁰ ’ye çıkarılması ile x/C=0.30’a kadar
8
kaydırılabilmiştir. En etkili performansın elde edildiği 18⁰ hücum açısında, kaldırma
kuvvetinde %17 artış sağlanmış ve düşük doluluk boşluk yüzdelerinde ve düşük uyarım
frekanslarında daha iyi kaldırma kuvveti elde edilmiştir. Plazmanın, akışın hem yüzey
etrafındaki hızını artırdığı hem de girdap oluşturduğu belirtilmiştir. Girdap oluşum
frekansı ile uyarım frekansının senkronize edilebilmesi ile performansın artırılabileceği
ön görülmüştür. Uygun Strohal sayısının doluluk boşluk yüzdesi ile bağlantılı olduğu ve
her doluluk boşluk yüzdesi için farklı uygun Strohal sayısı olduğu belirtilmiştir.
Abe vd. (2012), Schilieren akış görüntüleme yöntemini kullanarak DBD aktüatör ile
akışın uyarılma sürecini incelemişlerdir. Yüzey etrafında gelişen jet akışının elektrot
kenarından başladığı ve aktüatörün bulunduğu yüzey boyunca jet akışına benzer şekilde
yayıldığı gözlemlenmiştir. Bu bölge plazmanın momentum transferini gerçekleştirdiği
ivmelendirme bölgesi olarak tanımlanmıştır. Bu jet bölgesi 2 ms sürede oluşmuş ve
elektrottan 2.5 mm uzaklığa yayılmıştır. 2 ms sonrasında girdap oluşmaya başlamış ve
bundan sonraki jet akışı ortamdaki havayı emerek hızı yavaşlamakta ve kalınlığının
giderek artmakta olduğu belirtilmiştir. Girdap oluşumu öncesi deşarj alanının ortam
basıncının düşürülmesi ile arttığı gözlemlenmiştir. Đvmelendirme bölgesinde, davranışın
yüksek voltaj girişinin değişimi ile periyodik olarak değiştiği belirtilmiştir. Bu nedenle
düşerken dik, yükselirken dik ve aynı eğimli üç farklı üçgen sinyal ile plazma aktüatörü
sürmüşlerdir. Đvmelendirme bölgesinin en fazla olduğu durum, sinyallerin azalan faz
açılarında gözlemlenmiştir.
Debien vd. (2012), hava ile temas eden elektrot etkisini görmek için hem plaka-plaka
aktüatör hem de hava ile temas eden elektrotu tel olan tel-plaka geometrisi
denemişlerdir. Plaka-plaka aktüatör geometrisinin uyarıldığı sinyalin pozitif çevirim
süresinde oluşan akım pikleri çok yoğun iken, tel-plaka aktüatör geometrisinin
uyarıldığı sinyalin pozitif çeviriminde oluşan akım pikleri engellenmiş ve böylece
plazma bölgesinde daha yoğun elektrik alanı ve uniform parlayan deşarj oluşması
sağlanmıştır. Uyarım süresince plaka-plaka aktüatörün pozitif uyarım sinyalinde hız
yavaşlamakta, negatif çevirimde ise hız artmakta iken; tel-plaka aktüatörün sinyalinin
her iki çeviriminde ivmelenme sağladığı, sadece deşarjın olmadığı durumda hızın düşük
olduğu belirtilmiştir. Her iki durumda cisim kuvvetlerinin ortalama kuvvetin on katı
kadar çalkantılı olduğu belirtilmiştir.
9
Im ve Capelli (2012), emme ile dielektrik bariyer deşarj yöntemini beraber kullanarak
plaka
üzerinde
sınır
tabaka
kontrolünün
sağlanabileceğini
deneysel
olarak
göstermişlerdir. Plakanın orta eksenine akışı yönlendirmek amacı ile simetrik plazma
aktüatör, akışı emmek amacı ile de aktüatöüre eşit uzaklıkta iki adet emme kanalı
açmışlar
ve
emme
kanalının
iç
kısmına
da
asimetrik
plazma
aktüatörler
yerleştirmişlerdir. Aktüatörlerin kapalı ve açık olduğu durum ve emme kanalı
içerisindeki aktüatörler ile emme kanalı kapalı iken ki durumlar incelenmiştir. Elde
edilen sonuçlarda aktüatörler ve emme kanalının açık olduğu durumda sınır tabaka
kalınlığı 9mm’den 2mm ‘ye düştüğü gözlemlenmiştir. Plazma aktüatörlerin uyarılması
ile emme kanalı genişliğinin on katına kadar yüzeydeki akışı etkileyebileceği
belirtilmiştir.
Dursher vd. (2012),
plazma aktüatörlerin doyma eşiği öncesi ve süresince DBD
aktüatör etkisinde akış alanını karakterize etmişler ve dielektrik malzemenin farklı
konumlarından ısıtılması ile doyma eşiğinin değiştirilebilmesini araştırmışlardır. Eşik
voltajına kadar itki artmış, eşik voltajının aşılması ile parlayan deşarjdan kıvılcımlı
deşarja hızlı geçiş olmuş ve oluşan itkide önemli düşüş gerçekleşmiştir. Dielektrik
yüzey sıcaklığının yerel olarak ısıtılması ile parlayan rejimden kıvılcımlı rejime geçişin
diğer deşarj bölgelerini etkilemeden uygulanabileceği, ancak geçen zaman ile
kıvılcımların yayıldığı gösterilmiştir. Ayrıca akış yönü boyunca filamentlerin
genişlemekte olduğu belirtilmiştir. Kıvılcımların varlığı ile güç tüketimi %30 ile %40
aralığında artmıştır.
Erfani vd. (2012), dilektrik tabaka yüzeyi sıcaklığının ve voltajın plazma aktüatör
performansına etkisini incelemişlerdir. Plazma aktüatör yüzey sıcaklığının artırılması ile
güç tüketiminde artış ile birlikte hem daha yüksek hızın hem de daha yüksek cisim
kuvvetlerinin elde edilebileceği belirtilmiştir. Sıcaklığın yüksek olduğu durumda
uyarılmış hız ortam sıcaklığı ile karşılaştırıldığında %45.5 artış sağlarken, güç
tüketiminde %6.1 artışa neden olmuştur. Diğer bir taraftan, soğuk yüzey şartlarında
yapılan çalışmalarda ise tüketilen güçte %54.9 düşüş sağlanmış ancak düşük yüzey
sıcaklığında uyarılmış hız ortam şartları ile kıyaslandığında %43 düşük seviyelerde
kalmıştır.
10
Durscher ve Roy (2012), iki farklı 1.2 ve 1750 dielektrik sabite sahip silica aerogel ve
ferroelektrik malzemeleri DBD aktüatörde dielektrik malzeme olarak kullanmışlar ve
DBD aktüatör üzerine etkisini araştırmışlardır. Ferroelektrik malzeme aynı kalınlıktaki
dieletrik malzeme ile karşılaştırıldığında, çok daha düşük voltajda deşarj oluşturmakta
ancak yüksek voltajlara çıkıldığında dielektrik malzemenin yüksek sıcaklıklara çıktığı
ve problem oluşturduğu belirtilmektedir. Benzer durum aynı voltajda yüksek
frekansların kullanılmasında da geçerli olmuştur. Dielektrik geçirgenliği 1.2 olan silica
aerogel itki üretiminde etkili olduğu belirtilmekte olup, aynı kalınlıktaki diğer dielektrik
malzemeler ile karşılaştırıldığında yüksek voltaj ile itki üretimi güçlendirilmektedir.
Ayrıca ağırlığının düşük olması ve yüksek itki üretimi mikro hava araçları için avantaj
teşkil etmektedir. Ancak kullanılan aerogel malzemenin kırılgan olması uygulamalarda
kullanılmasını zorlaştırdığı belirtilmiştir.
Feng vd. (2012), Gurney flaba yerleştirilen plazma aktüatörün NACA0012 uçak kanadı
etrafındaki akış kontrolüne etkisini incelemişlerdir. Plazmanın aktifleştirilmesi ile
kaldırma ve sürüklenme kuvvetlerinde artış olduğunu ve aynı zamanda Gurney flaba
yerleştirilen aktüatörün oluşturduğu jet neticesinde momentum katsayısında %1’lik artış
sağladığı ve bu sayede flabın h/c oranının %1 oranında yüksek olmasını sağlamıştır.
Gurney flap iz bölgesinde oluşan girdabın çalkantı frekansını ve spektral pikini azaltmış
ve plazmanın aktifleştirilmesi ile girdap çalkantı frekansında düşüş daha da artmıştır.
Gurney flabın izi daha aşağı tarafa taşıdığını ve plazmanın aktifleştirilmesi ile izin daha
fazla manipule edildiğini, elde edilen iz bölgesi etrafındaki hız dağılımı grafikleri ile
göstermişlerdir. Đz bölgesinin aşağıya taşınması emme basıncını artırdığı ve bunun
neticesinde kaldırma katsayısında artışa neden olduğu belirtilmiştir. Gurney flap
arkasındaki dönen akışın plazmanın kullanılması ile daha kısaldığı ve daraldığı
belirtilmiştir.
Kriegseis vd. (2012), serbest akış hızının plazma aktüatör performansına etkisini
araştırmışlardır. Mach sayısının 0,2’nin altında olduğu durumda performansta %10’a
varan düşüş, Mach sayısının 0,5’in altında olduğu durumda ise plazma aktüatör çalışma
şartlarının değiştirilmesi ile performansta %30 düşüş gözlemlenmiştir. Voltajın
değiştirilmesi sistemin performansını önemli miktarda etkilediği belirtilmiş ve voltajın
sistem performansını etkilemesi nedeni ile Mach sayısını dış akışın sürüklenme hızına
11
oranı olan K sayısı ile değiştirmişlerdir. Böylece farklı voltajlarda K’ya bağlı olarak
aynı performans ve performans düşüşünün elde edilmesi sağlanmıştır.
Song vd. (2012), kayan deşarjı, üç elektrotlu plazma tabaka aktüatör ile negatif DC
bileşene sahip tekrarlayan nano saniyelik sinyalle sürerek oluşturmuşlardır. Negatif DC
bileşenin geleneksel aktüatör bileşenlerinin arkasına, hava ile temas eden diğer bir
elektrotun yerleştirilmesi ve bu elektrota negatif DC sinyal gönderilmesiyle DBD
aktüatör tarafından etkilenen akışı önemli miktarda değiştirdiği belirtilmiştir. Hızın ve
oluşan girdapların önemli miktarda arttırdığı gösterilmiş ve kayan deşarjın aynı voltajda
uyarılan bariyer deşarj ile karşılaştırıldığında cisim kuvvetlerinin daha büyük olduğu
belirtilmiştir.
1.3.
Çalışmanın Bilimsel Önemi
Plazma aktüatörler hafif, basit yapısı, tepki süresinin hızlı olması ve verilen elektrik
enerjisinin herhangi bir hareketli parça gerektirmeden direk kinetik enerjiye
dönüştürmesi nedeni ile bilim adamlarının ilgisini çeken bir konudur. Plazma
aktüatörlerin kullanılması, kaldırma kuvvetinde artış, sürüklenme kuvvetinde azalma,
akış ayrılmasının geciktirilmesi, stol olayının daha yüksek açılara kaydırılması, sınır
tabakanın iyileştirilmesi gibi akış kontrolünü geliştirebilecek birçok olumlu özelliğe
sahiptir. Bunun yanında, plazma aktüatörler günümüz teknolojisinde sadece düşük
Reynolds sayılarında etkili olabilmektedir. Plazma aktüatörlerin geliştirilmesi amacı ile
performansı etkileyen parametreler tüm dünyada keşfedilmeye ve geliştirilmeye
çalışılmaktadır. Ayrıca son yıllarda konu üzerine yapılan çalışmalar hızlanarak
artmaktadır.
Plazma aktüatörler, plazmanın sadece bir uygulaması olup plazmanın endüstri de
kullanıldığı birçok alan bulunmaktadır. Ülkemizde plazma ve uygulamaları hakkında
yapılan çalışmalar çok kısıtlı seviyelerde olmakla birlikte, plazmanın teknolojik
ürünlerde kullanımı giderek artmakta ve endüstriyel uygulamalarda tıpkı maddenin katı,
sıvı, gaz hali gibi plazma hali de daha fazla karşımıza çıkmaktadır.
12
1.4.
Tezin Amacı ve Kapsamı
Bu tezin amacı, plazma aktüatörlerin çalışma prensibinin öğrenilmesi, plazma aktüatörü
etkileyen parametrelerin incelenmesi, performansının geliştirilmesi ve akış kontrolüne
uygulanmasıdır. Plazma aktüatörün akış kontrolüne etkisinin ortaya konulması için
plazma aktüatör NACA2415 uçak kanadı üzerine entegre edilmiş ve plazma aktüatörün
model arkasında hız profiline, ve modele etkiyen kaldırma kuvvetine etkisi
araştırılmıştır. Özellikle, elektriksel ve geometrik plazma parametrelerinin plazma
aktüatör üzerine etkileri üzerinde durulmuştur. Ayrıca, plazma aktüatör ile akış
kontrolünün hangi sınırlara kadar uygulanabileceği araştırılmıştır.
13
2.
BÖLÜM II
PLAZMA FĐZĐĞĐ
Bu çalışmada yüksek voltaj kullanılarak meydana gelen elektrik alan tarafından
oluşturulan atmosferik soğuk plazmanın aerodinamik akış kontrolünde kullanılması
deneysel olarak çalışılmıştır. Bu bölümde, çalışmada kullanılan plazmanın oluşum
şartları ve fiziği hakkında genel bilgiler verilmiştir.
2.1.
Plazmanın Tanımı
Plazma en basit tanımı ile maddenin dördüncü hali (1. katı, 2. sıvı, 3. gaz, 4. plazma)
olarak tanımlanabilmektedir. Maddenin dördüncü hali ilk kez 1879 yılında Đngiliz
fizikçi Sir. William Crookes tarafından ortaya atılmış, ancak iyonize olmuş gazlara
plazma ismi 1929 yılında Amerikalı bir kimyacı ve fizikçi olan Irving Langmuir
tarafından verilmiştir (Roth, 1994). Plazma serbest elektronlar, iyonlar (negatif ve
pozitif) ve nötr parçacıklardan oluşmaktadır. Yüklü parçacıklardan oluşmasına rağmen
plazma net elektriksel yük olarak nötrdür ama içeriğindeki serbest yük taşıyıcıları
nedeni ile elektriksel olarak iletkendir. Şekil 2.1’de maddenin plazma hali
görülmektedir.
Şekil 2.1: Maddenin Plazma hali (Akansu ve Karakaya, 2013)
14
Plazmalar çok farklı sıcaklık ve yoğunlukta olabilirler. Sıcak ve yoğun plazmalara en
güzel örnek yıldızların çekirdekleri, soğuk ve yoğun olmayan plazmalara örnek ise
aurora’dır. Gaz halinden plazmaya geçebilmek için ortamda yeterince enerji olması
gerekir. Bu enerji termal, elektriksel, ultraviole ışık vb. olabilir. Örneğin iyonesfer’de
oluşan aurora enerjisini dünyanın manyetik alanının etkisi ile kutuplarda yoğunlaşan
güneş ışınlarındaki yüksek enerjili parçacıklardan sağlamaktadır. Plazma oluşumundan
sonrada durumunu koruyabilmek için devamlı bir enerji kaynağına ihtiyacı vardır. Eğer
ortamda gerekli enerji yoksa plazma parçacıkları tekrar birleşerek nötr gaz halini alırlar.
Plazmalar sadece doğal olarak oluşmazlar, günümüzde kontrollü ortamlarda oluşturulan
plazmalar sanayinin birçok dalında başarı ile kullanılmaktadır. Kontrollü olarak plazma
oluşturma yöntemlerinden birisi ise yüksek elektrik alanın mevcut olduğu ortamlarda
oluşan plazmadır. Bu tez kapsamında, çalışmalarımızı temelini de yüksek elektrik alan
altında oluşan plazmanın akış kontrolüne etkileri incelenmiştir.
2.1.1. Atmosferik soğuk plazma etkisi ile akışın ivmelendirilmesi
Plazmanın yüksek elektrik alan neticesinde oluştuğu yukarıda bahsedilmiş olup, Şekil
2.2’de görülen 2. bölgede de olduğu gibi paralel iki plakaya yüksek voltaj uygulanması
neticesinde plakalar arasında iyonize gazlardan plazma oluşturulabilmektedir.
Atmosferik soğuk plazma bölgesinde parçacıklara etkiyen elektrik alan nedeni ile yüklü
parçacıklara (q, m) etkiyen kuvvetlere Lorentzian kuvvetleri denilmektedir.
Pozitif elektrot Plazma Dielektrik
Malzeme
Yalıtım
= 0
1.bölge
≠ 0
2.bölge
Negatif
elektrot
= 0
3.bölge
Şekil 2.2: Plazma aktüatör konfigürasyonu
Uygulanan elektriksel potansiyelin plazma bölgesinde elektrik alan oluşturduğu
bilinmektedir. Uygulanan voltajın etkisinde oluşan cisim kuvvetleri ve parçacıkların
ivmelenmesi Roth (1994) tarafından şu şekilde açıklanmıştır.
15
= −
(2-1)
Burada, E elektrik alanını φ ise elektriksel potansiyeli ifade etmektedir. Kontrol
yüzeyinden dışarıya akan elektrik alan ile kontrol yüzeyi içerisinde kalan elektrik yükü
Poisson denklemi ile açıklanmıştır.
∇. E = - (Poisson denklemi)
(2-2)
Denklem 2-2’de ρc yük yoğunluğunu ve ε0 dielektrik sabitini belirtmektedir. Elektrik
alanının artırılması ile parçacıkların yüklendiği açıkça görülür. Lorentzian kuvveti,
elektromanyetik alanlar tarafından hareketli bir noktasal yüke etkiyen kuvvetler olarak
tanımlanmaktadır.
= + ( × )
(Lorentz kuvveti denklemi)
(2-3)
Denklem 2-3’de ifade edilen q elektriksel yükü, hızı, ve B manyetik alanı ifade
etmektedir.
Atmosferik
soğuk
plazmada
manyetik
kuvvetlerin
olmadığı
varsayılmaktadır. Bu nedenle manyetik alanın etkisindeki kuvvetler ihmal edildiğinde
2-4 numaralı denklem elde edilmektedir.
= (2-4)
Kuvvet, Newton’un hareket denklemi ile ifade edilebilmektedir. Newton hareket
denkleminde (2-5) m kütleyi, a ise ivmeyi ifade etmektedir. Lorentz denkleminden elde
edilen Lorentzian kuvvetleri, Newton’un hareket denkleminde yerine konulur ise,
parçacığın ivmelenmesi, parçacığın yükü, elektrik alanı ve kütlesi cinsinden ifade
edilebilir (2-6) .
= =
(2-5)
(2-6)
16
2.1.2. Plazma etkisinde oluşan cisim kuvveti
Elektrik alan neticesinde plazma içerisindeki parçacıkların hareketi Navier-Stokes
denklemleri kullanılarak ifade edilmiştir. Bu denklem; akışkan içerisindeki birim
kütleye etki eden momentum değişimlerinin, cisim kuvvetleri, basınç değişimleri ve
sürtünme kayıplarına neden olan viskoz kuvvetlerin toplamına eşit olduğunu ortaya
koymaktadır (Çengel ve Cimballa, 2008). Denklemin basitleştirilmesi için akışın Şekil
2-3 de görüldüğü gibi x yönündeki bileşeni incelenmiştir.
-
E
ni
ne
+
V
Plazma
x
Şekil 2.3: Đyon ve elektronların elektrik alanında hareketi
Navier-Stokes denklemi kullanılarak plazma bölgesindeki akışın x yönündeki bileşeni
incelendiğinde 2-7 numaralı denklem elde edilmektedir (Goebel ve Katz, 2008).
! + ( . ) = − "# + $" %
(2-7)
F elektrik alanı neticesinde oluşan Lorentzian kuvvetlerini, ∇P kontrol bölgesindeki
girişi ve çıkışı arasındaki basınç farkını, ρ akışkanın yoğunluğunu, u akışkanın x
yönündeki hız bileşenini, µ dinamik viskoziteyi ve t zamanı göstermektedir.
Akışkanın yoğunluğunu parçacık kütlesi ve parçacık sayısı cinsinden ifade edilmesi
durumunda 2-8 numaralı denklem elde edilir.
= &
(2-8)
2-8 numaralı denklemde, m ortalama parçacık kütlesi, n ortalama parçacık sayısını ifade
etmektedir. Cisim kuvvetleri denklem 2-9’da belirtildiği gibi parçacığa etki eden
elektrik alan etkisindeki Lorentzian kuvvetleri ile oluşmuştur.
17
= &
(2-9)
Burada q yük yoğunluğunu ifade etmektedir.
Đdeal gaz denklemi kullanılarak ∇P bulunabilmektedir.
# = &'(
(2-10)
)*
∇# = '( )+
(2-11)
Akışkanın yoğunluğunu tanımlayan 2-8, cisim kuvvetlerini tanımlayan 2-9 ve ideal gaz
denklemi (2-11), Navier Stokes denkleminde yerine konulduğunda 2-13 numaralı
denklem elde edilir.
,
)*
& ! + &(-. . )- = &/ − '( )+
,
!
+ (∇. - )- =
0
(2-12)
12 )*
− * )+
(2-13)
Bir RF çevirimi için hız değişiminin çok küçük olduğu varsayılmıştır. Bu nedenle 2-13
numaralı denklemin sol kısmı ihmal edildiğinden, 2-14 numaralı denklem elde edilir.
0
12
=
3 )*
(2-14)
* )+
Elektrik alanının elektrik potansiyeli ile değişimini ifade eden 2-1 numaralı denklem 214 numaralı denklemde yerine yazılarak 2-15 numaralı denklem elde edilmiştir. Plazma
bölgesindeki parçacık sayısındaki değişim 2-15 numaralı denklemin integrasyonu
yapılmış ve 2-17 numaralı denklemde verilmiştir.
−
12
)5
3 )*
4 )+ = 4 * )+
(2-15)
18
:5
& = &6 789(; 2)
(2-16)
<
Denklem 2-16 elektrik potansiyelinin, elektriksel yükün veya sıcaklık değişiminin
plazma bölgesindeki parçacık sayısına etkisini göstermektedir.
Plazmanın herhangi bir noktasındaki net yük yoğunluğu iyonlar tarafından oluşan net
pozitif yük, elektronlar tarafından oluşan net negatif yük arasındaki fark olarak
tanımlanmaktadır. Yük yoğunluğu,
:5
= = 7(&> − &: ) ≈ 7(&6 789
@
A BC
:5
− &6 789 @
A BD
)
(2-17)
olarak tanımlanmaktadır.
Elektrik alan neticesinde elektriksel yüke uygulanan Lorentz kuvveti denklem 2-9’da
ifade edilmiştir. Genel elektriksel kuvvet ifadesi ise denklem 2-18’de ifade edilmiştir.
= = (2-18)
Bu kuvvete cisim kuvveti (elektrohirodinamik kuvvet, body force) denir ve plazmanın
birim hacmine etki eder. Bu kuvvet nötr yüklü hava üzerine etki ederek havanın akışını
ivmelendirir. Plazma tarafından akışkana uygulanan temel kuvvet cisim kuvvetidir.
2.2.
Plazma Aktüatörler
Plazma aktüatörler en az iki elektrottan oluşmakta olup, elektrotlara yüksek voltaj
uygulanması sonucu yüzey üzerinde maddenin dördüncü hali olan plazma fazı elde
edilmekte ve bununla beraber yüzey etrafında iyon rüzgârları meydana gelmektedir. Bu
iyon
rüzgârlarını
akış
kontrolünde
kullanmak
amacıyla
plazma
aktüatörler
geliştirilmiştir. Moreau (2007) tarafından literatürde yapılan çalışmaların özetlendiği
makalede aerodinamik akış kontrol yöntemlerinde atmosferik korona deşarjlı ve DBD
plazmalar kullanıldığı belirtilmiştir. Şekil 2.4a’da görüldüğü üzere korona deşarjlı
plazma topraklanmış elektrot ve pozitif elektrottan oluşan geometrilerden meydana
gelmekte ve elektrotlara yüksek voltaj uygulanması ile havanın direnci kırılmakta ve
19
korona deşarjlı plazma oluşturulmaktadır. Ancak iki elektrot arasında oluşan plazmanın
parlama rejiminden ark rejimine geçmesi nedeni ile uygulanan maksimum voltaj sınırlı
kalmaktadır.
Şekil 2.4 : a) Korona deşarj aktüatörü, b)Dielektrik barier deşarj aktüatörü
(Moreau, 2007)
Oluşan ark, elektrotlar arasına oldukça ince dielektrik tabaka döşenmesi ile
önlenebilmektedir
ve
Şekil
2.4b’de
görülen
DBD
olarak
bilinen
yöntemi
oluşturmaktadır. Burada dielektrik nedeni ile aktüatörler DC yüksek voltaj yerine 50Hz
ile 500kHz arası frekanslı AC sinyallerle uyarılmaktadır. Şekil 2.4’de korona deşarjlı ve
dielektrik bariyer deşarjlı plazma aktüatörler görülmektedir. Yapılan çalışmalarda
dielektrik üzerine yerleştirilen pozitif elektrot ve altına yerleştirilen topraklanmış
elektrot uyarıldığında plazmanın her iki tarafta oluştuğu gözlemlenmektedir. Plazma
aktüatörün altında oluşan plazmanın önlenmesi için topraklanmış elektrotun dielektrik
malzeme ile izole edilmesi ile plazmanın sadece üst yüzeyde oluşması sağlanmaktadır.
Geometri yüzeyinde oluşturulan plazma etkisindeki rüzgârın artırılması için plazma
karakteristiğini etkileyen dielektrik malzeme, dielektrik kalınlığı, elektrot malzemesi,
genişliği, elektrik voltajı, frekansı gibi parametreler incelenmektedir. Elde edilen akışın
artırılmasını sağlamak için çoklu aktüatör tasarımları geliştirilmiştir. Roth ve diğerleri
(Roth vd., 2003a; Roth vd., 2003b; ve Roth vd., 2004), plazma aktüatörlerin aynı anda
uyarılmasına veya artan faz açıları ile uyarılmasına bağlı olarak plazma aktüatörlerin
aynı anda uyarılması durumunu paraelektrik uyarım, artan faz açıları ile uyarılması
durumuna peristaltik uyarım olarak nitelendirmişlerdir.
Paraelektirik uyarım: Bu yöntem ile plazma aktüatörün üst elektrotuna RF frekansında
yüksek voltaj sinyalini uygulanırken, alt elektrot ise topraklanmaktadır. Yüzeyde oluşan
iyon topluluğu ile hava molekülleri arasındaki Lorentzian çarpışmaları sayesinde
iyonlar sahip oldukları kinetik enerjiyi hava moleküllerine aktarırlar. Paraelektrik
20
uyarımda kullanılan tipik sinüzoidal sinyal sürümü Şekil 2.5’de görülmektedir. Ancak
aktüatörlerin çoklu uyarılması durumunda plazma aktüatörü uyaran sinyallerin pozitif
ve negatif çeviriminin aynı zamana denk gelmesi, akışın aktüatörlerin bulunduğu
konumlarda aynı anda hızlanmasını ve yavaşlamasını sağlamaktadır. Bu ise akışın
periyodik olarak hızlanıp yavaşlamasına ve hızın sınırlanmasına neden olmaktadır.
Sürekli sinüzoidal sinyal sürümü
2
Voltaj(V)
1
0
-1
-2
0,0080
0,0085
0,0090
0,0095
0,0100
Zaman(s)
Şekil 2.5: Sürekli sinüzoidal sinyal sürümü
Peristaltik
uyarım:
Bu
yöntem
ile
peristaltik
olarak
akışın
hızlandırılması
amaçlanmaktadır. Bu yöntemde, aktüatörleri uyaran sinyaller eşzamanlı olarak her
aktüatöre farklı faz açılarında uygulanmaktadır. Şekil 2.6’da Roth ve arkadaşlarının
(2003b) hazırlamış oldukları panel ve paneli süren sinüzoidal formdaki sinyallerin faz
açıları görülmektedir. Böylece her bir aktüatörün akışkana momentum kazandırması ile
akış hızının katlanarak artırılması hedeflenmektedir.
Şekil 2.6: Peristaltik plazma aktüatör panelinde aktüatörlerin fazlandırılması
(Roth ve diğerleri, 2003b)
21
Ancak, aktüatörler arasındaki mesafenin ve faz açısının senkronize olarak ayarlanması
gerekmektedir. Aktüatörler arası mesafenin uzun olması durumunda, birinci aktüatörün
kazandırmış olduğu momentum, ikinci aktuatöre varmadan momentum kaybına
uğrayacaktır. Diğer taraftan aktüatörlerin birbirlerine çok yakın olması aktüatörlerin
elektrik alanının birbirini olumsuz etkilemesi nedeni ile istenilen performansı
gösteremeyecektir.
Doluluk boşluk yüzdeli sinyal ile uyarım: Plazmanın farklı doluluk boşluk yüzdelerinde
sürülmesi ve uyarım frekansının değiştirilmesi, plazmanın tükettiği gücü değiştirerek
plazma performansını etkilemektedir. Doluluk boşluk yüzdesi ile sürülen sinyal; sürücü
ve uyarıcı sinyalden oluşmaktadır. Sürücü sinyal, sinüs sinyal frekansı ile aynı veya
benzer frekanslarda sürülmekte iken, uyarıcı sinyal akışın girdap kopma frekansına
bağlı olarak, farklı frekanslarda sürülebilmektedir. Doluluk boşluk yüzdesi sinyalin
periyodunun yüzde olarak açık kalacağı oranı belirtmektedir.
fe=100hz
fe=100hz
Duty cycle=%20
2
Voltaj(V)
Voltaj(V)
1
1
0
0
-1
-1
-2
-2
0.000
Duty cycle=%50
2
0.005
0.010
0.015
0.020
Zaman(s)
0.000
0.005
0.010
0.015
0.020
Zaman(s)
Şekil 2.7: Sürücü sinyalin 2 V ve 3600 Hz frekansında doluluk boşluk yüzdesinin sinyal
yapısındaki etkisi
Şekil 2.7’de voltajı 2V, sürücü frekansı 3600Hz ve uyarım frekansı 100Hz olan farklı
doluluk boşluk yüzdesine sahip sinyaller görülmektedir. Şekil 2.8’de ise %50 doluluk
boşluk yüzdesine sahip sinyalin farklı uyarım frekanslarında sinyal yapısındaki değişim
görülmektedir.
22
fe=10Hz
fe=20Hz
Duty cycle=%50
Duty cycle=%50
Voltaj(V)
2
2
Voltaj(V)
1
1
0
0
-1
-1
-2
-2
0.00
0.02
0.04
0.06
0.08
0.00
0.10
0.02
0.04
0.06
fe=50Hz
0.10
fe=100Hz
Duty cycle=%50
2
0.08
Zaman(s)
Zaman(s)
Duty cycle=%50
2
Voltaj(V)
Voltaj(V)
1
1
0
0
-1
-1
-2
-2
0.00
0.02
0.04
0.06
0.08
0.10
0.00
Zaman(s)
0.02
0.04
0.06
0.08
0.10
Zaman(s)
Şekil 2.8: Sürücü sinyalin 2 V ve 3600 Hz frekansında uyarım frekansının sinyal
yapısındaki etkisi
23
3.
BÖLÜM III
DENEYSEL ÇALIŞMALAR
Plazma aktüatörlerin aerodinamik yapılı geometriler etrafındaki akış kontrolüne
etkisinin incelendiği bu çalışma, Niğde Üniversitesi, Makine Mühendisliği Bölümü,
Aerodinamik Akış Kontrol Laboratuvarında gerçekleştirilmiştir. Deney düzeneği
(Fotoğraf 3.1) aşağıda görüldüğü gibi dört bölüm olarak ele alınmıştır.
•
Aerodinamik akış kontrolünün gerçekleştirildiği rüzgâr tüneli
•
Plazma üretim cihazları ve sinyal üretimi
•
Aerodinamik modellerin hazırlanması ve aktüatörlerin konumlandırılması
•
Ölçüm sistemleri, veri toplama ve analiz işlemleri
Fotoğraf 3.1: Çalışmada kullanılan deney düzeneği
3.1.
Rüzgâr Tüneli
Deneylerin gerçekleştirildiği rüzgâr tüneli emmeli tip ve açık çevrimli olup ses altı
hızlarda çalışan rüzgâr tünelidir. Rüzgâr tüneli genel olarak giriş kısmı, akış
düzenleyicisi, daralma konisi, test bölgesi, yayıcı, titreşim önleyici, fan, kontrol ünitesi
ve çıkış hortumundan oluşmaktadır. Giriş bölgesinde akış toplanarak akış düzenleyiciye
gönderilmektedir. Hava akışı, akış düzenleyici elekler ve 6,25:1 oranında daralma
24
konisinden geçerek akışın türbülans şiddeti düşürülmekte ve test bölgesi girişindeki
serbest akışın üniform olması sağlamaktadır.
Hava Kanalı
Akış Düzenleyici
Daralma Konisi Test Bölgesi
Yayıcı
Fan
Kontrol Ünitesi
Titreşim Kesici
Giriş bölgesi
Fotoğraf 3.2: Rüzgâr tüneli dizaynı
Daha sonra hava akışı test modellerinin ve ölçüm elemanlarının konumlandırıldığı
570mm x 570mm kare kesite ve 1000mm uzunluğa sahip test bölgesinden geçmektedir.
Test bölgesinde akışın yığılmadan devam edebilmesi için 580x580mm kare kesiti
700mm çapa dönüştüren yayıcı bulunmaktadır. Titreşim önleyici kullanılarak hem
yayıcı ile fanın bağlantısı yapılmakta hem de fandan meydana gelen titreşimler bertaraf
edilmektedir. Tünelde akışı sağlayan fan 4kW gücünde olup, 700 mm çapa sahiptir.
Tünelin içerisindeki hava, çıkış hortumundan atmosfere atılmaktadır. Rüzgar tüneli ve
kısımları Fotoğraf 3.2’de görülmektedir. Test bölgesinde istenilen hızı elde etmek için
fan motorunun devir sayısı elektrik akımı frekans dönüştürücüsü aracılığıyla kontrol
edilmektedir. Đstenilen hızın elde edilmesi için 0-50 Hz aralığında ve 0,1 Hz adıma
sahip Telemechanique Altivar 71 (11Kw) frekans dönüştürücü kontrol ünitesi
kullanılmıştır. Rüzgar tünelinin test bölgesindeki akışın türbülans şiddetinin yapılan
kızgın tel anemometresi ölçümleri sonucu % 1’in altında olduğu gözlemlenmiştir.
3.2.
Plazmanın Oluşturulması
Plazma, dielektrik malzemenin alt ve üst yüzeyine yerleştirilen elektrotların yüksek
voltaja maruz kalması neticesinde ortamdaki gazın iyonize olması ile oluşmaktadır. Bu
25
tez çalışmasında, atmosferik soğuk plazmanın oluşturulmasının yanı sıra plazmanın
oluştuğu yüzeyde yüklü parçacıkların nötr parçacıklara çarparak oluşturduğu yapay akış
ve bu akışın aerodinamik geometrili cisimler etrafındaki aktif akış kontrolüne etkisi
incelenmiştir. Plazma etkisinde oluşan maksimum hızın elde edilmesi için plazma
performansına etki eden parametrelerin kontrol altında tutulması gerekmektedir. Plazma
aktüatörlerde plazmanın oluşturulması için aktüatörlerin negatif ve pozitif elektrotlarını
istenilen sinyal modülünde, voltajda ve frekansta besleyebilecek güç amfisine ihtiyaç
duyulmaktadır. Fotoğraf 3.3’de bu çalışmada kullanılan çok kanallı yüksek voltaj güç
kaynağı sistemi görülmektedir.
Güç Amfisi
Yüksek Voltaj Bobin Kutusu
Fotoğraf 3.3 : a) 6 kanallı audio güç amfi, b) Yüksek voltaj bobin kutusu
Đstenilen şartları sağlamak için özel yapım 6 kanallı her biri audio güç amfili voltaj güç
amfisi ve 6 adet trafo kullanılmıştır. Güç kaynağının gücünün yüksek olması nedeni ile
(1500W) istenilen çoklu aktüatör sürümünde, peristaltik uyarımda ve temel sürümde
kullanılabilmiştir.
Đstenilen sinyal formu Labview programı (Fotoğraf 3.4) ile oluşturularak NI PCIe7841R model veri dönüşüm kartının analog çıkışından güç amfisine gönderilmiştir.
Çoklu sinyal sürümüne imkân sağlayan 6 kanallı güç amfisinde sinyal yapısında
değişiklik olmaksızın istenilen oranlarda yükseltilen voltaj plazma aktüatöre
gönderilebilmektedir.
26
Fotoğraf 3.4 : Sinyal üretiminde kullanılan FPGA tabanlı programın arayüzü
Güç amfisine gönderilen sinyal ve plazma aktüatördeki sinyalin yapısı Tektronix
TDS2012B osiloskop ile ölçülmüş ve görselleştirilmiştir. Fotoğraf 3.5’de deneyde
kullanılan osiloskop ve sinyal formlarının alınması görülmektedir.
Fotoğraf 3.5: Osiloskopta sinyal formlarının alınması
Plazma aktüatörün tükettiği gücün tespitinde, plazma aktüatörün kutupları arası voltaj,
Tektronix P6015A voltaj probu ile ölçülmüştür. Plazma aktüatör devresinden geçen
akım,
Fluke 80i-110s AC/DC akım probunun plazma aktüatörü süren kabloya
bağlanması ile elde edilmiştir. Fotoğraf 3.6’da deney düzeneğinde kullanılan voltaj
probu ve akım probu görülmektedir. Yüksek voltaj tarafından elde edilen voltaj ve akım
sinyalleri arasında faz kayması oluşmaktadır. Akım ve voltajın çarpılmasından güç
tüketiminin hesaplanabilmesi için bir kompanse devresi kullanılarak her iki sinyalin üst
üste çakıştırılması gerekmektedir. Bununla birlikte akım ve voltaj sinyallerinin rms
27
değerlerinin çarpımlarından, kapasitif etki nedeniyle geri yansıyan gücüde içeren,
yaklaşık güç değerleri elde edilebilmektedir. Bu çalışmada aktuatör tarafından harcanan
gücün cihazların kapasitelerine oranla çok küçük olması nedeniyle kompanse devre
kullanılmamıştır. Yapılan çalışmalarda güç tüketiminin azaltılmasından ziyade plazma
akış karakteristiklerinin iyileştirilmesi üzerinde durulmuştur.
a)Voltaj probu
b)Akım probu
Fotoğraf 3.6 :a) Yüksek voltaj probu, b) Akım probu
3.3.
Aerodinamik Test Modelleri
Yapılan plazma aktüatörlerin aerodinamik akış kontrolüne etkisini ortaya koymak için
NACA2415 uçak kanadı profilinin tasarımı ve imalatı gerçekleştirilmiştir. Bunun için
öncelikli olarak NACA2415 uçak kanadı koordinatları uçak kanadı koordinatı üretici
program ile 1000 adet koordinattan oluşturulmuştur. Elde edilen koordinatlar boyutsuz
olduğu için koordinatları dizayn programına aktarıldığında program veter uzunluğunu 1
birim olarak algılamaktadır ve koordinatlar iki boyutlu olduğu için üçüncü boyutun
atanması gerekmektedir. Bu nedenle deneyde kullanacağımız uçak kanadının veter
uzunluğu 150 mm olması gerektiği için koordinatlar 150 ile çarpılmıştır.
Üçüncü
boyutu ifade eden her sütuna 0 girilmiştir. Koordinatların grafiği çizildiğinde Şekil
3.1’de görüldüğü gibi uçak kanadının iki boyutlu görünümü elde edilmiştir.
28
Şekil 3.1 : NACA2415 uçak kanadı geometrisi
Elde edilen koordinatlar, dizayn programının eğri çizme komutları ile koordinatlar
programa tanıtılmış ve uçak kanadının katı modellemesi gerçekleştirilmiştir. Model
Fotoğraf 3.7’de görülmektedir. Daha sonra modelin SHC teknoloji şirketinde hızlı
prototipleme yöntemi ile üretimi gerçekleştirilmiştir. Hızlı prototipleme cihazının stroğu
190 mm olması nedeni ile 560 mm genişliğindeki geometri 7 parçaya bölünerek
üretilmiştir. Uçak kanadı iki boyutlu olarak inceleneceği için geometrinin sağ ve sol
kenarlarına iki boyutlu akışın bozulmasını önlemek amacı ile 280 mm çapa sahip iki
adet uç plaka yerleştirilmiştir. Uç plakalar arası uzunluk 510 mm’dir.
Fotoğraf 3.7 : NACA2415 uçak kanadının katı modellemesi
3.4.
Ölçüm Sistemleri
Plazma aktüatörlerin aerodinamik akış kontrolüne etkisini incelemek için üç farklı
yöntem ile deneyler gerçekleştirmiştir. Bunlar; yük hücresi kullanılarak aerodinamik
kuvvet katsayılarının tespiti, kızgın tel anemometresi kullanılarak modelin arkasındaki
hız profilinin belirlenmesi, model arkasındaki iz bölgesinin tespiti ve uçak kanadı
29
etrafında duman-tel yöntemi kullanılarak akış görüntülemesidir. Deney düzeneğinde
kullanılan sistemlerin genel şeması Şekil 3.2’de verilmiştir.
Şekil 3.2: Rüzgar tüneli test bölgesinin ve akış karakteristiklerinin ölçümünde
kullanılan deney sisteminin şematik görünümü
3.4.1. Aerodinamik kuvvet katsayılarının ölçümü
Çengel ve Cimbala (2008), aerodinamik cisim kuvvetlerini; bir akışkanın katı bir cisim
üzerinde hareket ettiğinde, yüzeye dik yönde basınç kuvvetleri ve cisim yüzeyi boyunca
yüzeye paralel kayma kuvvetleri etki etmekte olup bu kuvvetlerin bileşenine
sürüklenme kuvvetleri ve akış yönüne dik etki eden bileşenini ise kaldırma kuvveti
olarak tanımlamıştır. Sürüklenme ve kaldırma kuvvetleri yoğunluk, hız ve alana bağlı
olarak ifade edildiğinden bunların boyutsuz ifade edilebileceği boyutsuz katsayılar
tanımlanmıştır. Kaldırma kuvveti katsayısı 3-1 numaralı denklemde kaldırma kuvveti
FL, yoğunluk ρ, serbest akış hızı U0 ve üst bakış alanı Aüst parametreleri ile ifade
edilmiştir.
30
EF = I
J
GH
(3-1 )
KL J MüOP
Sürüklenme kuvveti katsayısı 3-2 numaralı denklemde sürüklenme kuvveti FD,
yoğunluk ρ , serbest akış hızı U0 ve ön bakış alanı Aön parametreleri ile ifade edilmiştir.
EQ = I
J
GR
( 3-2 )
KL J MöT
Kaldırma ve sürüklenme kuvvetlerinin ölçümünde altı bileşenli ATI yük hücresi
kullanılmaktadır. Yük hücresi bilgisayar kontrollü döndürme aparatı üzerine entegre
edilerek,
döndürme
aparatı
ile
geometrinin
hücum
açısı
hassas
olarak
ayarlanabilmektedir. Yük hücresi x, y ve z eksenlerine uygulanan kuvvet ve momentleri
hassas olarak ölçebilmektedir. Fotograf 3.8’de a) kuvvet-balans sisteminin arayüzü, b)
yük hücresinin rüzgar tüneline enetegrasyonu ve c) yük hücrsi ve döndürme ünitesi
gösterilmiştir.
6 ekenli Yük
Hücresi
Döndürme
ünitesi
Fotoğraf 3.8 : a)ATI yük hücresi programının arayüzü, b) Yük hücresinin rüzgar
tünelindeki konumu, c) Döndürme aparatına entegre edilmiş yük hücresi
31
Yük hücresinin yazılımı olan ATI programında verilerin toplanması istenilen frekansta
ve süre boyunca yapılabilmektedir. Ölçümler 800 Hz frekansta alınmış olup her 4
ölçümün ortalaması alınarak saniyede 200 ölçüm alınmıştır. Ölçümler 15 saniye sürmüş
olup her bir deney için 3000 veri alınmıştır. Her durum için en az 2 defa ölçüm
alınmıştır. Böylelikle deneylerin tekrarlanabilirliği ortaya konulmuş, ayrıca hata payı
azaltılmaya çalışılmıştır.
3.4.2. Kızgın tel anemometresi ile hız ve girdap kopma frekansının ölçümleri
Model etrafında akışın ve tünel içerisindeki akışın hızı, uçak kanadı modeli arkasında
oluşan girdap kopma frekansı, sabit sıcaklıklı kızgın tel anemometresi kullanılarak
ölçülmüştür. Bu yöntemde akış ortamına konumlandırılan kızın tel probuna uygulanan
sinyal ile telin sıcaklığı sabit tutulmak istenmektedir. Ancak probun bulunduğu
ortamdaki akışın hızına bağlı olarak probun telinde ısı kaybı olmaktadır. Kızgın tel
anemometresinin kontrolü sağlayan miniCTA programı kızgın tel probun sıcaklığını
sabit tutmak için akışın hızına bağlı olarak proba farklı voltajlar göndermektedir.
Deneyler esnasında biri test modelinin iz bölgesinde hız ve türbülans şiddetlerini
ölçmede kullanılan ve traverse sistemi ile farklı istasyonlara hareket edebilen, diğeri ise
test modelin önünde sabit olup serbest akış hızını ölçmede kullanılmak üzere toplam iki
adet kızgın-tel probu kullanılmıştır (Fotoğraf 3.9).
Sabit prob
Mobil prob
Traverse
sistemi
Fotoğraf 3.9 : Kızgın tel probların test bölgesindeki konumları
Problar çok kanallı sabit sıcaklıklı kızgın tel anemometresine kablolar ile bağlanarak,
kızgın tel anemometresinden veri toplama kartları ile veriler toplanarak miniCTA
32
programına aktarılmıştır. Ölçümlerde hareketli prob olarak Dantec 55P11 model kızgıntel probu kullanılmış olup, bilgisayar kontrollü 2-boyutlu hareket (traverse)
mekanizması ile test bölgesi içerisinde istenilen konumlara hassas bir şekilde
yerleştirilmiştir. Serbest akış hızının ölçümünde de diğer Dantec 55P11 prob
kullanılmıştır.
Elde edilen verilerin analiz programında spektral analizleri yapılarak belirtilen hızlarda
girdap kopma frekansları hesaplanmıştır. Girdap kopma frekansının özellikle plazmanın
sinyal modülasyonları ile sürüldüğü durumda taşıyıcı sinyali (carrier signal) uyaran
sinyalin (excitation signal) tayininde önemli rol aldığı bilinmektedir. Uyarıcı frekansın
serbest akış hızına bağlı olarak indirgenmiş hali denklem 3-3’de ifade edilmiştir.
UV =
WX ×Y
(3-3)
LZ
Özellikle doluluk boşluk yüzdesi ile sürülen plazma aktüatörlerde indirgenmiş frekans
sık sık karşımıza çıkacak olup, akış karakteristiğine etkisi incelenecektir. Ancak
özellikle fe’nin belirlenmesinde girdap kopma frekansının belirlenmesi gerekecek ve
kızgın tel anemometresi ile girdap kopma frekansı belirlenecektir.
Model arkasında hız taraması yapılarak model arkasında oluşan hız alanı profili
oluşturulmuştur. Bunun için NACA2415 uçak kanadının 75 mm arkasından traverse
sistemi ile hareket eden kızgın tel anemometresi probu ile uçak kanadının veter
boyunun 2,66 katı kadarlık mesafede (400 mm’lik aralıkta) 10 mm adımlar ile hareket
ederek hız ölçüm verileri alınmıştır. Tünel içerisindeki serbest akış hızı uçak kanadının
210 mm önünden sabit olarak konumlandırılmış olan kızgın tel anemometresi
probundan ölçüm alınmıştır. Đz bölgesinde elde edilen hız profili, tünel giriş hızına
bölünerek hız dağılımı grafiklerinin normalizasyonu yapılmıştır. Öncelikle probların
kalibrasyonu için belirli çalışma hızlarında boş tünel içerisindeki akış hızı pitot tüpü ile
ölçülmüş olup MiniCTA programında pitot tüpünden ölçülen hızlar ile problardan
okunan voltaj değerleri için kalibrasyon dosyası oluşturulmuştur. Bu çalışmada her bir
ölçüm istasyonunda 2 kHz örnekleme frekansında 16384 veri alınarak deneyler
gerçekleştirilmiştir.
33
3.4.3. Basınç ölçümü
Basınç en basit ifade ile birim alana uygulanan kuvvet olarak bilinmektedir. Toplam
basınç ise akışkanın hareketi nedeni ile sahip olduğu dinamik basınç ve akışkanın
durağan halde tüm yüzeylere uyguladığı toplam basıncın toplamıdır. Dinamik basınç
akışkanın hareketi nedeni ile sahip olduğu basınç olması nedeni ile hız ile ilişki kurmak
mümkündür (Denklem 3-5). Dinamik basıncı ölçmek için pitot tüpleri yaygın olarak
kullanılmaktadır. Bu yöntemde akışa paralel konumlandırılan probdan toplam basınç
ölçülürken, akışa dik olarak konumlandırılan probdan statik basınç ölçülmekte ve
toplam basınç ile statik basınç arasındaki fark dinamik basıncı vermektedir (Denklem 34).
#>* = #![\ − #]!
(3-4)
3
#>* = ^ %
(3-5)
%
Pitot tüpü plaka üzerinde plazmanın oluşturduğu hızın ölçümünde kullanılmıştır. Son
aktüatörün 5 mm arkasına, plakanın 1mm yukarısına akışa paralel olacak şekilde ve
akışa ters yönde konumlandırılmıştır. Pitot tüpü hortumlar ile basınç dönüştürücüsüne
bağlanmış, statik ve toplam basıncın farkları ölçülerek, dinamik basınç ve dinamik
basıncın karşılığı olan model arkasındaki hız ölçülmüştür. Fotoğraf 3.10a ve 3.10b’de
sırası ile pitot tüpü ve basınç dönüştürücüsü görülmektedir.
Ayrıca pitot tüpü rüzgâr tünelinin içerisinde akışa paralel olacak şekilde ve akışa ters
yönde konumlandırılarak hortumlar ile dijital mikromanometre (Fotoğraf 3-9c)’ye
bağlanmış, dijital mikromanometre ile atmosfer basıncı, ortam sıcaklığı, dinamik basınç
ve dinamik basıncın karşılığı olan tünel içerisindeki serbest akış hızı ölçülmüştür. Pitot
tüpü ile ölçülen dinamik basınç ve dönüştürülen hız, kızgın tel anemometresinin
kalibrasyon dosyasının oluşturulmasında kullanılmıştır.
34
Fotoğraf 3.10: Dinamik basıncın ölçümünde kullanılan a) Pitot tüpü, b) Basınç
dönüştürücüsü c) Mikromanometre
3.4.4. Duman-tel yöntemi ile akış görüntülemesi
Duman-tel (smoke-wire) yöntemi, direnci yüksek iletken bir tel üzerine düşük
sıcaklıklarda buharlaşabilen bir sıvının damlatılmasıyla elektrik akımı verilerek sıvının
buharlaşması prensibine dayanmaktadır.
Şekil 3.3: Duman-tel akış görüntüleme sistemi şeması
Tele önceden damlatılan duman sıvısı tel üzerinde çok küçük tanecikler halinde asılı
kalmakta ve telin ısınmasıyla birlikte buharlaşarak akışın izlemiş olduğu yolu takip
etmektedir. Böylece buharlaşan sıvı (duman) test bölgesi içerisindeki model eleman
35
etrafındaki hava akımını takip etmektedir. Sistemin şematik gösterimi Şekil 3.3’de
verilmiştir. Modelin bulunduğu alanın şekilde görüldüğü gibi ön bakış alanının
görüntülenmesi ile model etrafındaki akış hakkında bilgi edinilebilmektedir (Fotoğraf
3.11).
α=15°
Plazma kapalı
α=15°
Plazma açık
Fotoğraf 3.11: NACA0015 uçak kanadı etrafında akış görüntülemesi
(Akansu ve diğ., 2012)
36
4.
BÖLÜM IV
BULGULAR VE ĐRDELEMELER
Bu bölümde levha üzerinde ve NACA245 uçak kanadı modeli üzerinde yapılan
deneylerin sonuçları sunulmuştur. Plaka üzerinde yapılan çalışmalar neticesinde plazma
parametrelerinin uygun çalışma aralıkları belirlenmiş, ikinci kısımda elde edilen
deneyim sayesinde NACA2415 etrafında plazma ile akış kontrolü deneyleri
gerçekleştirilmiştir. Bu kısımda yapılan çalışmaların bir kısmı aynı zamanda 110M056
numaralı TÜBĐTAK projesinin sonuç raporunda da yer almaktadır.
4.1.
Plaka Etrafında Akış Kontrolü
Levha üzerinde çoklu elektrot döşenerek paraelektrik (sıfır faz açısı) ve peristaltik (faz
açılı) durumda elde edilen plazma kaynaklı duvar jetinin karakteristikleri incelenmiştir.
Levha, laboratuvar içerisinde oluşan yerel akışlardan etkilenmemesi için rüzgar tüneli
test bölgesi içerisine yerleştirilmiştir ve tünel çıkışı damper ile kapatılmıştır. Levha
üzerine yerleştirilen toplam 6 sıra elektrotların genişlikleri 5 mm olup aralarında 10 mm
mesafe bulunmaktadır. Aynı genişliğe sahip alt ve üst elektrotlar arasında çift kat
Kapton dielektrik bant kullanılmıştır. Fotoğraf 4.1’de elektrot dizilişinin genel
görünümü verilmiştir. Pitot tüpü sonuncu aktüatür arkasında, aktif üst elektrottan x=5
mm geriye ve y=1 mm yukarıya konumlandırılarak tek noktadan ölçümler alınmış ve
her bir deney üçer defa tekrarlanmıştır.
Şekil 4.1’de altılı elektrot durumunda sinüzoidal sinyale faz açısı verilerek oluşturulan
peristaltik sürümün duvar jeti üzerine etkisi görülmektedir. Faz açısı olarak 0, 5, 10, 20,
30, 45, 60, 75 ve 90 derecelik faz açıları denenmiştir. Elektrotlar arası mesafenin yakın
olmasından dolayı daha büyük faz açıları kullanılmamıştır. Örneğin 180 derecelik faz
açısı verildiğinde yan yana duran iki elektrot arasında maksimum genlik farkı
oluşmaktadır. Biri voltajın pozitif pik değerine sahipken diğeri negatif pik değerine
sahip olmakta ve ikisi arasında maksimum (peak to peak) gerilim farkı oluşmaktadır.
Daha yüksek çalışma voltajlarına çıkıldığında bu risk daha da artmaktadır.
37
Akış
Yönü
Pitot tüpünün
ucu
Üst
elektrotlar
Fotoğraf 4.1: Peristaltik etkinin oluşturulduğu levha üzerindeki elektrot dizilimi
Sıralı her bir aktüatöre farklı faz açısı girilerek, her bir aktüatöre girilen sinüzoidal
sinyal bir önceki aktüatöre göre uygulanan faz açısı kadar gecikmeli olarak
başlamaktadır. Örneğin, 20 derecelik faz açısı uygulandığında altı elektrota sırası ile 0,
20, 40, 60, 80 ve 100 derecelik faz açısı değerleri girilmektedir. Şekil 4.1’de faz açısnın
özellikle 45 dereceden sonra etkili olduğu ve 90 derecelik faz farkında elde edilen
peristaltik dalga hareketinin, paraelektrik durumdakine (sıfır faz farkı) göre duvar
jetinin hızını neredeyse iki katına çıkardığı görülmektedir. Bu durumda hız değeri 1.5
m/s’den 3 m/s değerine ulaşmaktadır. Maksimum hız değeri uygulanan voltaj ve
konfigürasyona bağlı olmakla birlikte, peristaltik etkinin sağlamış olduğu kazanımın
görülmesi açısından oldukça önemlidir.
Şekil 4.2’de levha üzerinde beş aktüatör durumu için farklı aktüatör çiftleri aktif hale
getirilerek aktüatörler arasındaki mesafenin duvar jeti hızına etkisi görülmektedir. Pitot
tüpü beşinci aktüatör arkasına yerleştirilmiş olup yine x=5 mm ve y=1 mm konumunda
durmaktadır. Aktüatör merkezleri arasındaki mesafeler sırası ile 1-5: 80 mm, 2-5: 60
mm, 3-5: 40 mm ve 4-5: 20 mm değerlerine sahiptir. Burada farklı konumlardaki
aktüatör çiftlerinin akış üzerine önemli bir etkisinin olmadığı görülmüştür. Đki aktüatörle
elde edilen akış hızları tek aktüatör ile elde edilen değerle neredeyse aynı çıkmaktadır.
Bu durum ikili aktüatör durumunda ilk aktüatörden elde edilen hızın ikinci aktüatör
tarafından oluşturan hız üzerine ilave önemli bir etkisi olmadığını göstermektedir.
38
4,0
Hız ölçüm tekrarları
Ortlama hız değeri
3,5
3,0
U[m/s]
2,5
6 elektrotda aktif
f=4kHz
V=8.5kVpp
2,0
1,5
1,0
0,5
0,0
Pitot konumu
x=5mm
y=1mm
Elektrot boyutu
Eni:5mm
Genişlik:93mm
0
10
20
30
40
50
60
70
80
90 100
o
Sinüzoidal sinyal faz açısı [ ]
Şekil 4.1: Altılı aktüatör durumunda sinüzoidal sinyal faz açısının
duvar jeti üzerine etkisi
3.0
2.5
U (m/s)
2.0
1.5
f=4kHz
V=8.5kVpp
Đkili elektrot düzenlemesi
Faz açısı: 90 derece (3 ölçüm)
Faz açısı: 90 derece (ortalama)
1.0
0.5
0.0
5
5-1
5-2
5-3
5-4
Đkili Elektrot düzenlemesi
Şekil 4.2: Farklı konumlardaki aktüatör çiftlerinin aktif olması durumunda faz açısının etkisi
Şekil 4.3’de farklı sayılardaki çoklu aktüatör düzenlemeleri için elde edilen hız
değerleri görülmektedir. Burada, aktüatörler arasında faz açısı yokken aktüatör sayısı
arttıkça hız değeri azalmaktadır. Buna karşın 90 derecelik faz farkı verildiğinde aktüatör
sayısı arttıkça hız değerinin arttığı görülmüştür.
39
4.0
3.5
U [m/s]
f=4kHz
V=8kVpp
3.0
2.5
2.0
Đkili elektrot düzenlemesi
1.5
1.0
0.5
0.0
5
5-4
5-4-3
5-4-3-2 5-4-3-2-1
Çoklu aktüatör düzenlemesi
Şekil 4.3: Farklı sayılardaki çoklu aktüatör düzenlemelerinin aktif olması
durumunda faz açısının etkisi
Şekil 4.3’de aktüatör sayısı üçe kadar peristaltik sürümün etkisi giderek artarken, dört
ve daha fazla elektrotlu durumda daha fazla iyileşme sağlanamamış hız seviyesi sabit
kalmıştır. Burada dikkati çeken husus paraelektrik sürümde çoklu aktüatörlerin tek
aktüatörden daha düşük değerde duvar jeti oluşturmaktadır. Bu durum aktüatörlerin aynı
fazda sürülmesi nedeni ile aktüatörler arası mesafeye bağlı olarak aktüatörlerin elektrik
alanlarının birbirini zıt yönde etkilemesinden kaynaklanmaktadır. Farklı faz açıları ile
sürülmeleri durumunda bu etki azalmakta ve tek aktüatör durumundan daha yüksek
hızda duvar jeti elde edilmektedir.
4.2.
NACA2415 Uçak Kanadı Etrafında Akış Kontrolü
Plazmanın uçak kanadı etrafındaki akış iyileştirme etkisini incelemek için veter
uzunluğu 150 mm ve uç plakalar arası uzunluğu 510 mm olan NACA2415 modelin
x/C=0.1, x/C=0.32, x/C=0.55 konumlarına plazma aktüatörler yerleştirilmiştir (Şekil
4.4). Burada üst elektrot 5 mm genişliğe sahipken 3 katlı olarak kullanılan Kapton
dielektrik bandın altındaki gömülü elektrotun genişliği 12 mm’dir. NACA2415 uçak
kanadı üzerindeki her bir plazma aktüatör sabit sinüzoidal sinyal ile sürülerek frekans
3,6 kHz, gerilim 8 kVpp seviyesinde sabit tutulmuştur. Bu çalışmada yük hücresi ile
kaldırma kuvveti ölçümleri ve kızgın tel anemometresi ile iz bölgesi hız taraması
yapılarak plazmanın akış alanı üzerine etkisi ortaya konulmuştur. Fotoğraf 4.2’de
görüldüğü üzere NACA2415 uçak kanadı modeli test bölgesi içerisine düşey olarak
40
yerleştirilmiştir. Test modeli yük hücresi sistemine bağlanarak sistemin açısal döndürme
ünitesi tarafından saat ibresi yönünde döndürülerek; istenilen hücum açılarında
konumlandırılmıştır.
3.aktüatör
2.aktüatör
Yüksek
voltaj
1.aktüatör
Şekil 4.4: NACA2415 üzerine entegre edilmiş plazma aktüatör konfigürasyonu
Fotoğraf 4.2: NACA2415 modelin test bölgesindeki görünümü
Plazma aktüatörün performansını ortaya koymak için, yük hücresi ile uçak kanadı
etrafında kaldırma kuvveti ölçümleri yapılmış ve ölçülen kuvvetler kaldırma kuvveti
katsayısına dönüştürülmüştür. Ölçümler 800 Hz frekansta alınmış olup her 4 ölçümün
ortalaması alınarak saniyede 200 ölçüm alınmıştır. Ölçümler 15 saniye sürmüş olup her
bir deney için 3000 veri alınmıştır. Her durum için 3 defa ölçüm alınmıştır. Böylelikle
deneylerin tekrarlanabilirliği ortaya konulmuş ayrıca hata payı azaltılmaya çalışılmıştır.
41
Ayrıca, kızgın tel anemometresi sistemi kullanılarak NACA2415 uçak kanadının 75 mm
arkasından traverse sistemi ile hareket eden kızgın tel anemometresi probu ile uçak
kanadının veter boyunun 2,66 katı kadarlık mesafede (400 mm’lik aralıkta) 10 mm
adımlar ile hareket ederek hız ölçüm verileri alınmıştır. Tünel içerisindeki serbest akış
hızı, uçak kanadının 210 mm önünden sabit olarak konumlandırılmış kızgın tel
anemometresi probu ile ölçülmüştür. Đz bölgesinde elde edilen hız profili, tünel giriş
hızına bölünerek hız dağılımı grafiklerinin normalizasyonu yapılmıştır. Öncelikle
probların kalibrasyonu için belirli çalışma hızlarında boş tünel içerisindeki akış hızı
pitot tüpü ile ölçülmüş olup MiniCTA programında pitot tüpünden ölçülen hızlar ile
problardan okunan voltaj değerleri için kalibrasyon dosyası oluşturulmuştur. Bu
çalışmada her bir ölçüm istasyonunda 2 kHz örnekleme frekansında 16384 veri alınarak
deneyler gerçekleştirilmiştir.
Üretilen NACA2415 uçak kanadının literatürde yapılan çalışmalarla uyumlu olduğunu
göstermek için Reynolds 57000 değerinde uçak kanadının oluşturduğu kaldırma
kuvvetinin hücum açısına bağlı değişiminin deneysel sonuçları literatürde mevcut olan
Reynolds 60000 değeri ile kıyaslanmıştır (Şekil 4.5). Üretilen modelin ve kuvvet ölçüm
sisteminin literatür ile uyumlu olduğu görülmektedir.
1.4 NACA2415 Airfoil
Re 57000 Bu çalışma
Re 60000 Michael ve diğ. (1996)
1.2
1.0
0.8
CL 0.6
0.4
0.2
0.0
-0.2
0
5
10
15
20
o
Hücum Açısı, α [ ]
Şekil 4.5: NACA2415 uçak kanadı modelin literatür ile karşılaştırılması
Düşük Reynolds sayılarındaki uçak kanadı etrafındaki akış oldukça düşük hız
değerlerine karşılık gelmekte ve buna bağlı olarak kaldırma ve sürükleme kuvvetleri
42
yüksek Reynolds sayılarındaki akışlardan farklı olmaktadır (Chavla, 2009). Şekil 4.6’da
Mueller (2002) tarafından yapılan çalışmadaki düşük ve yüksek Reynolds sayılarında
pürüzsüz uçak kanadı etrafındaki akış durumunda elde edilen maksimum kaldırma
kuvvet katsayılarının değişimi görülmektedir. Özellikle Reynods sayısının 105’den
düşük değerlerde akış yapısı ve buna bağlı olarak kaldırma kuvveti büyük miktarda
değişmektedir. Bu çalışmada kullanılan aktuatör döşeli ve uç plakalı NACA2415 model
uçak kanadı etrafındaki akış durumunda 10⁰’lik hücum açısında elde edilen CL
değerlerinin de bu bölgede önemli ölçüde değiştiği görülmüştür. Özellikle, MAV türü
hava araçlarında karşılaşılan bu düşük Reynolds sayılarındaki akış yapıları bu çalışmada
plazma akış kontrolünün etkili olduğu Reynolds sayılarına karşılık gelmektedir.
3,0
2,5
CL
2,0
1,5
Bu çalışma
Model:NACA2415
AR=3.4 (uç plaka var)
1,2,3 nolu aktuatörler var
(Plazma kapalı)
α=10o'deki C
L
1,0
Pürüzsüz airfoiller için
maksimum kesitteki CL,maks
0,5
aralığı (Mueller; 2002)
0,0
104
105
Re
106
107
Şekil 4.6: Düşük Reynolds sayısı bölgesinde uçak kanatlarına etki eden maksimum
kaldırma kuvvet katsayısının değişimi
Şekil 4.7’de plazma aktüatörün aktif ve pasif olduğu durum için kaldırma kuvveti
katsayısının Reynolds sayısına bağlı olarak değişimi incelenmiştir. Reynolds sayısının
50000 seviyelerine kadar plazma aktüatörün kaldırma kuvvetini iyileştirdiği
gözlemlenirken, Reynolds sayısının 50000 değerinin üzerinde bu çalışmada kullanılan
frekans ve voltaj değerleri için plazma aktüatörün etkisi görülmemektedir. Burada
özellikle en düşük Reynolds sayısında kaldırma kuvvetinde çok büyük bir artışın olduğu
görülmektedir. Bu durum serbest akış hızına oranla plazma tarafından elde edilen duvar
jeti akışının (induced flow) daha büyük olmasının etkisinden kaynaklanmaktadır. Bir
nevi serbest akış yokken plazma tarafından oluşturulan duvar jeti uçak kanadının üst
tarafından akarak kaldırma kuvveti oluşturmaktadır. Bu durum teknolojik olarak yüksek
43
momentumlara sahip duvar jetinin plazma tarafından elde edilebilmesi durumunda,
plazmanın aktif akış kontrolünde kullanılmasının ötesinde hava araçlarının dikey
kalkışlarında da kullanılabileceğini düşündürmektedir.
10
CL
Plazma Kapalı
Plazma Açık
f=3.6 kHz, V=8 kVpp
8
6
NACA2415
a=10o
C=15cm (Uç plaka var)
x/C=0.10 konumunda 1. aktüatör aktif
4
2
0
0
20000
40000
60000
80000
100000
Re
Şekil 4.7: Plazma aktüatörün aktif ve pasif olduğu durumda,NACA2415 uçak kanadı
etrafında oluşan kaldırma kuvvetinin Reynolds sayısına bağlı olarak değişimi
Plazmanın etkisi genel olarak düşük Reynolds sayılarında yüksek olduğu literatürden ve
deneylerden elde edilen deneyimler ile bilinmektedir. Bu nedenle plazmanın
performansı Reynolds sayısının 50000’in altındaki değerlerinde inceleneceği için
NACA2415 uçak kanadının düşük Reynolds sayılarındaki karakteristiği Şekil 4.8’de
gösterilmiştir. Burada Reynolds sayısının 57000 ve üzerindeki değerlere ait hücum açısı
ile kaldırma kuvvet karakteristikleri üst üste çakışmaktadır. Bu durum mevcut model
için bu Reynolds sayısından sonra akış yapısının yaklaşık aynı olduğunu
göstermektedir. Buna karşın daha düşük Reynolds sayılarında akış yapısı ve dolayısıyla
kaldırma kuvvet katsayıları farklı karakteristikler sergilemektedir. Özellikle yüksek
Reynolds sayılarında stol açısı net bir şekilde tespit edilebilirken, düşük Reynolds
sayılarında akış ayrılmasından sonra bile uçak kanadının alt yüzeyine etki eden pozitif
basıncın artmasının devam etmesi nedeniyle kaldırma kuvveti artmaktadır.
44
1.4 NACA2415
Plazma Kapalı
1.2
Aktuatör 1,2,3 döşeli
CL 1.0 (Uç plaka var)
Re 16500
Re 35000
Re 57200
Re 75000
Re 87000
0.8
0.6
0.4
0.2
0.0
0
5
10
15
Hücum Açısı(αo)
20
25
Şekil 4.8: NACA2415 uçak kanadının farklı Reynolds sayılarında, kaldırma
katsayısının hücum açısı ile değişimi
Plazma aktüatörün açık ve kapalı olduğu durumda, Re=36000 değerindeki kaldırma
kuvvetinin hücum açısına bağlı olarak değişimi Şekil 4.9’da görülmektedir. Plazma
kapalı iken hücum açısının 6°’ye kadar artması ile kaldırma kuvveti katsayısında 0.6
mertebelerine kadar artış olmuştur. Birinci plazma aktüatörün aktifleştirilmesi ile
kaldırma kuvveti katsayısında 1.45 mertebelerine kadar artış gözlemlenmiştir.
Maksimum kaldırma kuvveti 14°’ye taşınmış olup hücum açısının 20°’ye kadar
artırılması ile plazma aktüatörün etkisi giderek azalmıştır.
CL
2.4
2.2
2.0
1.8
1.6
1.4
1.2
1.0
0.8
0.6
0.4
0.2
0.0
NACA2415
Re=36000
Plazma Kapalı
Plazma Açık
(3.6kHz, 8kVpp)
0
5
10
15
o
Hücum açısı, α [ ]
20
Şekil 4.9: Plazmanın kapalı ve açık olduğu durumda hücum açısının etkisi
45
Şekil 4.10’da plazma aktüatörü süren sinyalin voltajın farklı durumları için, NACA2415
uçak kanadının oluşturduğu kaldırma kuvvetinin Reynolds sayısı ile değişimi
gösterilmiştir. Sonuçlar açıkça göstermektedir ki, Reynolds 50000 değerlerine kadar
kullanılan tüm voltaj değerlerinde plazmanın etkisi olduğu görülmektedir. Düşük
Reynolds sayılarında voltaj arttıkça kaldırma kuvvetindeki artış miktarı da artmaktadır.
Ayrıca düşük Reynolds sayılarında plazmanın oluşturduğu jet akışı, model yüzeyindeki
akışa oranla büyük olması nedeni ile kaldırma katsayısı oldukça yüksek çıkmaktadır.
Reynolds sayısının artması ile plazmanın oluşturduğu duvar jetinin hızı serbest akış
hızına
oranla
oldukça
küçük
kalması
akışı
kontrol
edebilme
özelliğini
kaybettirmektedir.
3.0
2.5
cL
6kV Plazma Kapalı
6kV Plazma Açık
8kV Plazma Kapalı
8kV Plazma Açık
10kV Plazma Kapalı
10kV Plazma Açık
NACA2415
x/C=0.10 konumunda
1. aktüatör aktif,
f=3.6kHz α=10o
2.0
1.5
1.0
0.5
0.0
0
20000
40000
60000
80000
100000
Re
Şekil 4.10: Plazma aktüatörün farklı voltajlar ile sürüldüğü durumlarda kaldırma kuvvet
katsayısının Reynolds ile değişimi
Uçak kanadı arkasındaki iz bölgesinin değişimini incelemek için, plazma kapalı iken ve
1 numaralı aktüatör açık iken hız taramaları yapılmıştır. Şekil 4.11’de Reynolds
36000’de farklı hücum açılarında plazma aktüatörün iz bölgesi genişliği üzerine etkisi
incelenmiştir. Hücum açısı 0° iken plazma aktüatörün kapalı olduğu durumda elde
edilen iz bölgesi genişliğine plazmanın etkisi bulunmamaktadır. Bu açıda üst kenardan
geçen akışın yüzeyi takip etmesi nedeniyle dar bir iz bölgesi oluşmaktadır.
46
1.2
1.2
1.1
1.1
U/U01.0
U/U01.0
0.9
0.9
0.8
0.8
0.7
0.7
0.6
0.6
0.5 NACA2415
0.5
o
Plazma Kapalı
0.4 α=0
0.4
Plazma Açık
0.3 Re=36000
0.3
(f=3.6
kHz,
V=8
kVpp)
0.2
0.2
0.1
0.1
0.0
0.0
-1.5 -1.2 -0.9 -0.6 -0.3 0.0 0.3 0.6 0.9 1.2 1.5
-1.5
y/C
Plazma Kapalı
NACA2415
o
Plazma Açık
α=4
(f=3.6 kHz, V=8 kVpp)
Re=36000
-1.2 -0.9 -0.6 -0.3 0.0 0.3 0.6 0.9 1.2 1.5
y/C
1.2
1.2
1.1
1.1
U/U0 1.0
U/U0 1.0
0.9
0.9
0.8
0.8
0.7
0.7
0.6
0.6
0.5 NACA2415
0.5 NACA2415
o
Plazma Açık
Plazma Kapalı
0.4 α=8o
0.4 α=10
Re=36000
Plazma Açık
0.3 Re=36000
0.3
Plazma Kapalı
(f=3.6kHz, V=8kVpp)
0.2 C=15cm (Uç plaka var)
0.2
0.1 x/C=0.10 konumunda 1. aktüatör aktif
0.1
0.0
0.0
-1.5 -1.2 -0.9 -0.6 -0.3 0.0 0.3 0.6 0.9 1.2 1.5
-1.5 -1.2 -0.9 -0.6 -0.3 0.0 0.3 0.6 0.9 1.2 1.5
y/C
y/C
1.2
1.2
1.1
1.1
U/U01.0
U/U01.0
0.9
0.9
0.8
0.8
0.7
0.7
0.6
0.6
NACA2415
0.5 NACA2415
0.5
o
Plazma Açık
α=12
0.4 α=14o
0.4
Plazma Kapalı
Re=36000
Plazma Açık
0.3 Re=36000
0.3
Plazma Kapalı
(f=3.6kHz, V=8kVpp)
0.2
0.1
0.1
0.0
0.0
-1.5 -1.2 -0.9 -0.6 -0.3 0.0 0.3 0.6 0.9 1.2 1.5
-1.5 -1.2 -0.9 -0.6 -0.3 0.0 0.3 0.6 0.9 1.2 1.5
y/C
y/C
1.2
1.3
1.2
U/U0 1.1
1.1
1.0
U/U0
1.0
0.9
0.9
0.8
0.8
0.7
0.7
0.6
0.6
0.5 NACA2415
0.5 NACA2415
o
0.4 α=16o
Plazma Kapalı
Plazma Kapalı
0.4 α=20
Plazma Açık
0.3 Re=36000
Plazma Açık
0.3 Re=36000
0.0
0.0
-1.5 -1.2 -0.9 -0.6 -0.3 0.0 0.3 0.6 0.9 1.2 1.5
-1.5 -1.2 -0.9 -0.6 -0.3 0.0 0.3 0.6 0.9 1.2 1.5
y/C
y/C
Şekil 4.11: Farklı Hücum açılarında ve plazmanın açık ve kapalı olduğu durumda
NACA2415 uçak kanadı etrafındaki akışın iz bölgesinin değişimi
47
Şekil 4.11’de hücum açısının artması ile iz bölgesinin genişlediği açıkça görülmektedir.
Hücum açısının 4°’lik değerinden itibaren, plazmanın üst yüzeydeki akışı yüzeye
yaklaştırıcı etkisi görülmektedir. Plazma aktüatörün aktifleştirilmesi ile 14°’ye kadar
plazmanın kapalı olduğu duruma göre kıyaslandığında iz bölgesi genişliğinin daraldığı
ve iz bölgesinin plazma aktüatörün oluşturduğu yapay akış nedeni ile ayrılma
noktasındaki akışı yüzeye tutundurarak iz bölgesini aşağı doğru kaydırmıştır. Plazmanın
buradaki etkisi sadece iz bölgesi genişliğini daraltmakla kalmayıp, üst yüzeyi takip eden
akışın uçak kanadı hücum açısına bağlı olarak akışı yönlendirerek iz bölgesine
yönlenmesi ve hız profilinin minimum konumunun uçak kanadının alt tarafına doğru
(negatif y koordinatına) kaymasını sağlamaktadır. Hücum açısının 14°’den 20°’ye
artması durumunda, plazma aktüatörün akışa aktardığı momentum akışı yüzeye
yaklaştıracak büyüklükte olmaması nedeni ile akış ayrılmaları gerçekleşmiş ve plazma
aktüaötür etkisini kaybetmiştir.
Şekil 4.12’de çoklu aktüatör konfigürasyonlarının hücum açısının 10° olduğu durumda
etkisi incelenmiştir. Burada plazma aktüatörlerin tek ve gruplu çalışmasının NACA2415
model arkasındaki iz bölgesine etkileri incelenmiştir. Plazma aktüatörlerin kapalı
olduğu durumda iz bölgesi oldukça geniş iken, 1 numaralı plazma aktüatörün
aktifleştirilmesi ile iz bölgesinin daraldığı ve aşağıya kaydığı beklenildiği üzere
gözlemlenmiştir. 1-2 ve 1-2-3 numaralı aktüatör gruplarının aktifleştirilmesinin model
arkasında oluşan iz bölgesinin daralmasında önemli bir etkiye sahip olmadığı ve 1.
aktüatörün etkisi seviyelerinde kaldığı görülmüştür.
1.2
1.1
1.0
U/U0
0.9
0.8
0.7 NACA2415
0.6 α=10o
0.5 Re=36000
0.3 (f=3.6 kHz, V=8 kVpp)
0.2 x/C=0.10 konumunda 1. aktüatör
x/C=0.32 konumunda 2. aktüatör
0.1
x/C= 0.55 konumunda 3. aktüatör
0.0
-1.5 -1.2 -0.9 -0.6 -0.3 0.0 0.3 0.6
Plazma Kapalı
Aktüatör 1 açık
Aktüatör 1, 2 açık
Aktüatör 1, 2, 3 açık
0.9 1.2 1.5
y/C
Şekil 4.12: Farklı plazma aktüatörlerin (1,1-2,1-1,2,3 numaralı aktüatörler) aktifleştirilmesi
neticesinde NACA2415 uçak kanadı etrafındaki akışın iz bölgesinin değişimi
48
Şekil 4.13’de NACA2415 model etrafında peristaltik etkiyi incelemek amacı ile
aktüatörlere farklı faz açılarıyla sinyaller gönderilmiştir. Burada, 1 numaralı aktüatör 0
derecelik, 2. aktüatör 90 derecelik ve son aktüatörde 180 derecelik faz açılarında
sürülmüştür. Bu durumda iz bölgesinde elde edilen etki, 1 numaralı aktüatörün
oluşturduğu etki seviyelerinde kalmıştır. Burada peristaltik sürümün etkisinin olmaması,
uçak kanadı üzerine esas etkiyi birinci elektrotun maksimum düzeyde oluşturmasından
kaynaklanmaktadır.
1.2
U/U0 1.1
1.0
0.9 NACA2415
o
α=10
0.8 Re=36000
x/C= 0.55 konumunda 3. aktüatör
0.4
Plazma Kapalı
0.3
Aktüatör 1 açık
0.2
Aktüatör 1,2,3 açık
0.1
o
o
o
Aktüatör 1 (faz=0 ), 2 (faz=90 ), 3 (faz=180 ) açık
0.0
-1.5 -1.2 -0.9 -0.6 -0.3 0.0 0.3 0.6 0.9 1.2 1.5
y/C
Şekil 4.13: Plazma aktüatöre uygulanan sinyalin faz açısının değiştirilmesinin
NACA2415 uçak kanadı etrafındaki akışın iz bölgesine etkisi
Şekil 4.14’de 5°, 10° ve 15°’lik hücum açılarında çoklu elektrot düzenlemelerinde
ölçülen kaldırma kuvveti katsayıları görülmektedir. Burada, 1 numaralı aktüatörün
göstermiş olduğu perfomansla, aktüatörlerin çoklu sürülmesi durumundaki performans
karşılaştırıldığında da benzer etkiler tespit edilmiştir. Hız profili ölçümlerinde olduğu
gibi, çoklu aktüatör konfigürasyonunun neredeyse hiçbir katkısının bulunmadığı
görülmüştür. Bütün elektrot düzenlemelerinde plazma kaynaklı en büyük artış α=10°’de
elde edilmiştir.
49
3.0
2.8
2.6
2.4
CL 2.2
2.0
1.8
1.6
1.4
1.2
1.0
0.8
0.6
0.4
0.2
0.0
α=5o, Plazma Açık (f=3.6 kHz, V=8 kVpp)
α=5o, Plazma Kapalı
E1
E12
E13
E123
Aktif elektrot sayısı
Şekil 4.14: NACA2415’in hücum açılarının 5°, 10° ve 15°olduğu durumda, farklı
plazma aktüatörlerin aktifleştirilmesinin oluşan kaldırma katsayısına etkisi
Şekil 2.7 ve 2.8’de verildiği üzere dutcy cycle sinyaller plazmayı süren ve plazmayı
uyaran iki faklı sinyalin beraber kullanılması ile oluşmaktadır. Plazmayı süren sinyal
yüksek frekansta olur iken, doluluk boşluk periyodunu belirleyen uyarım frekansı düşük
frekanslarda olmaktadır. Her akış şartı için farklı uygun değere sahip olan uyarım
frekansı, girdap kopma frekansına bağlı olarak değişmektedir. Şekil 4.15’de sürücü
sinyal 3600Hz ve V=8kVpp de sabit tutulmuş olup, uyarım frekansının 5, 20, 50, 100Hz
olduğu durumlar için, farklı doluluk boşluk yüzdesine sahip sinyaller ile sürülen plazma
aktüatörün etkisinde NACA2415 uçak kanadının oluşturduğu kaldırma kuvveti
incelenmiştir. Doluluk boşluk yüzdesi yüzdesinin artmasının kaldırma kuvvetinde düşük
bir artış gösterdiği görülmektedir. Ancak doluluk boşluk yüzdesi yüzdesinin düşük
olduğu durumlar da plazma aktüatörün tükettiği güç önemli ölçüde düşmektedir. Ayrıca
plazma aktüatörün sürekli sinyal ile uyarılması yerine, nano saniyelerde puls gönderen
güç kaynakları ile plazma aktüatörün sürülmesinin, plazma aktüatörün performansını
artıracağı tahmin edilmektedir. Böylelikle güç kaynağının oldukça yüksek voltajlara
çıkabilmesi mümkün olabilecektir. Doluluk boşluk yüzdesi etkisi voltaj ve frekans gibi
elektriksel parametrelere bağlı olmakla birlikte Reynolds sayısıyla da önemli ölçüde
ilişkilidir. Literatürde boyutsuz uyarım frekans olan F+=1 civarında çalışıldığı
görülmektedir. Bu çalışmada F+=1 değeri uyarım frekansının 30Hz civarında elde
edilmektedir. Bununla birlikte Taleghani ve diğ. (2012) tarafından yapılan çalışmada
F+’nın akış kontrol edebilecek en uygun değerinin doluluk boşluk yüzdesi ile değiştiğini
belirtmiştir. Dolayısı ile bu frekansın altında ve üstündeki değerleri olan F+=0.16, 0.6,
1.5 ve 3 değerlerindeki etkisine bakılmıştır.
50
1.2
CL
1.0
0.8
0.6
0.4
0.2
0.0
Plazma Kapalı fe-5Hz
Plazma Açık fe-5Hz
NACA2415, Re 36000, α=10o, 1. aktüatör aktif (x/C=0.1, C=15cm)
0
20
40
60
Duty Cycle(%)
80
100
Şekil 4.15: Farklı uyarım frekanslarında uyarılan plazmanın doluluk boşluk yüzdesinin
değişiminin NACA2415 uçak kanadının oluşturduğu kaldırma kuvvetine etkisi
Doluluk boşluk yüzdeli sinyalin uyarım frekansının etkisinin daha iyi görülebilmesi için
doluluk boşluk yüzdesi sabit tutulmuş ve uyarım frekansının etkileri Şekil 4.16 ve
4.17’de verilmiştir. Şekil 4.16’da doluluk boşluk yüzdesi %10’da sabit tutularak,
uyarım frekansının etkisi gösterilmiştir. Burada uyarım frekansının değişiminin
kaldırma kuvveti katsayısındaki iyileşme üzerine etkisinin olmadığı görülmektedir.
1,3
1,2
1,1
1,0
CL
0,9
0,8
0,7
0,6
0,5
0,4
0,3
0,2
0,1
0,0
Plazma Kapalı
Plazma Açık, %10 duty cycle aktif.
NACA2415
Re=36000
0
20
40
60
80
Uyarım Frekansı(Hz)
100
NACA2415 uçak kanadının oluşturduğu kaldırma kuvvetine etkisi
51
Şekil 4.17’de ise doluluk boşluk oranı %95’de sabit tutularak, uyarım frekansının etkisi
incelenmiştir. Bu durumda da modelin oluşturduğu kaldırma kuvvetinde, uyarım
frekansına bağlı olarak değişim olmamıştır. Ancak doluluk boşluk yüzdesinin %10 ve
%95 olduğu durumlar kıyaslandığında, kaldırma kuvveti katsayısında düşük miktarda
bir artış gözlemlenmiştir. Bununla beraber ölçülen yüksek voltaj ve akım değerlerinden
elde edilen güç tüketiminde doluluk boşluk yüzdesi artışı nedeniyle önemli bir artış
bulunmaktadır.
1,4
1,3
1,2
1,1
CL 1,0
0,9
0,8
0,7
0,6
0,5
0,4
0,3
0,2
0,1
0,0
Plazma Kapalı
Plazma açık, Duty cycle %95 aktif.
NACA2415
Re=36000
0
20
40
60
80
100
Uyarım Frekansı(Hz)
NACA2415 uçak kanadının oluşturduğu kaldırma kuvvetine etkisi
Plaka üzerinde, plazma aktüatörü uyaran sinyalin peristaltik uyarımının (faz açısı)
plazma aktüaötür performansını artırdığı gözlemlenmişti. Ancak uçak kanadının
üzerinde bulunan plazma aktüatörlere uygulanan sinyale faz açısının verilmesi iz
bölgesinin değişiminde etki oluşturmadığı görülmüştür. Đz bölgesinin incelendiği
durumda, her aktüatöre artan 90°’lik faz açıları verilerek peristaltik etki incelenmiştir.
Farklı konumlarda bulunan her üç plazma aktüatöre 3600Hz ve 8kVpp ile faz açılı
sürülen sinyalin etkisi Şekil 4.18’de kapsamlı şekilde incelenmiştir. Faz açısının
değişiminin kaldırma kuvvetine önemli etkisi olmadığı görülmüştür. Uçak kanadında
ayrılma noktası yakınına yerleştirilen plazma aktüatörün akış ayrılmasını önlemede
önemli rol üstlendiği ve gereken akış kontrolünü sağladığı görülmektedir. Bu nedenle,
çoklu aktüatör veya çoklu uyarım sisteminin etkisinin olmadığı da görülmektedir.
52
1.5
1.4
1.3
1.2
1.1
1.0
CL 0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0.0
Plazma Kapalı
Plazma Açık
NACA2415, α=10o
Re=36000
1. aktüatör(x/C=0,1), 2. aktüatör(x/C=0,32)
ve 3. aktüatör(x/C=0,55) aktif.
0
20
40
60
80
Faz Açısı( o)
100
120
Şekil 4.18: Sinüzoidal sinyal faz açısının plazma aktüatörün etkisinde oluşan
kaldırma kuvveti katsayısına etkisi
Şekil 4.19’da sürücü frekansın plazmanın etkisinde modelin oluşturduğu kaldırma
kuvveti katsayısına etkisi incelenmiştir. Sürücü sinyal frekansının değişiminin kaldırma
kuvvetine önemli etkisi olmadığı görülmektedir. Şekil 4.20’de ise sürücü sinyalin
voltajının, kaldırma kuvvetine etkisi incelenmiştir. Voltajın 9kVpp seviyelerine kadar
artırılması ile kaldırma kuvvetinde değişiklik olmaz iken, voltajın 10kVpp’a artırılması
ile kaldırma kuvvetinde artış gözlemlenmiştir.
1,5
1,4
1,3
1,2
CL 1,1
1,0
0,9
0,8
0,7
0,6
0,5
0,4
0,3
0,2
0,1
0,0
Plazma Kapalı
Plazma açık
Plazma açık, aktüatörler arası 90o faz farkı
NACA2415, α=10o
Re=36000
1. aktüatör(x/C=0,1), 2. aktüatör(x/C=0,32)
ve 3. aktüatör(x/C=0,55) aktif.
3400
3600
3800
4000
Frekans (Hz)
4200
4400
Şekil 4.19: Plazma aktüatörün sürücü sinyalinin frekansının plazma aktüatör etkisinde
oluşan kaldırma kuvveti katsayısına etkisi
53
1.4
1.3
1.2
1.1
1.0
CL 0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
Plazma Kapalı
Plazma Açık
Plazma Açık, Aktüatörler arası 90o faz farkı
NACA2415, =10o, Re=36000,
1.,2.,3. aktüatörler aktif, f=3.6 kHz.
0.4
0.3
0.2
0.1
0.0
6
7
8
Voltaj (kV)
9
10
Şekil 4.20: Plazma aktüatörün sürücü sinyalinin voltajının değişiminin plazma aktüatör
etkisinde oluşan kaldırma kuvveti katsayısına etkisi
Bu çalışma da kullanılan NACA2415 model uçak kanadında elde edilen plazma akış
kontrolünün akış yapısı üzerine etkisini ortaya koyabilmek için duman-tel yöntemi ile
Re=36000 değerinde akış görüntülemesi yapılmış ve Fotoğraf 4.3, 4.4 ve 4.5’de
sunulmuştur. Fotoğraf 4.4’de 3.6kHz ve 8kVpp değerinde sürülen plazma aktüatörün
=12 ve 16’de etkinliği gösterilmiştir. =12’de akış kontrolü sağlanırken =16’de
uygulanan voltaj yeterli olamamıştır.
Plazma kapalı
Plazma açık, V=8kVpp
α=12, Re 36000
α=12, Re 36000
Plazma açık, V=8kVpp
Plazma kapalı
α=12, Re 36000
α=16, Re 36000
α=16, Re 36000
Fotoğraf 4.3: NACA2415 uçak kanadının =12 ve 16 hücum açılarında plazma
aktüatörün V=8kVpp ve f=3600Hz sinyal ile sürüldüğü durumda akış ayrılması üzerine
etkisi
54
Fotoğraf 4.4’de α=10°’lik hücum açısında plazma voltajının etkisi verilmiştir. Plazma
kapalıyken oluşan akış ayrılması, plazmanın aktif hale gelmesiyle 5kVpp değerinde bir
miktar iz bölgesi daralması sağlamakla birlikte yeterli olamamıştır. Voltajın 6kVpp
değerine
arttırılmasıyla
uçak
kanadının
üst
yüzeyinden
akan
akış
yüzeye
yaklaştırılmıştır. Bu voltajdan sonra yapılan voltajlarda akış yapısında dikkate değer
ilave bir yaklaştırma oluşmamaktadır.
Plazma kapalı
α=10°, Re=36000
V=6kVpp
V=5kVpp
α=10°, Re=36000
α=10°, Re=36000
α=10, Re 36000
Vpp=8kV
Vpp=7kV
α=10°, Re 36000
α=10°, Re 36000
Vpp=9kV
Vpp=10kV
α=10°, Re 36000
α=10°, Re 36000
Fotoğraf 4.4: Plazma aktüatörü süren voltajının NACA2415 uçak kanadı etrafındaki
akış yapısına etkisi
55
Fotoğraf 4.5’de ise α=10°’lik hücum açısında çoklu aktuatör uyarımının etkisi
görülmektedir. Tek aktuatör tarafından yeterli akış kontrolü sağlandığı için çoklu
aktuatörün akış yapısı üzerinde bir etkisi görülmemektedir.
Plazma kapalı
α=10°, Re 36000
V=8kVpp,
Aktüatör 1 açık
α=10°, Re 36000
V=8kVpp,
Aktüatör 1,2,3 açık
α=10°, Re 36000
Fotoğraf 4.5: NACA2415 uçak kanadı üzerine yerleştirilen çoklu aktüatörlerin tekli ve
çoklu sürümünün akış yapısına etkisi
α=10, Re 36000
56
α=10, Re 3600
BÖLÜM V
SONUÇLAR
Yapılan çalışmada plazma aktüatör performansını etkileyen parametreler ve plazmanın
akış kontrolüne etkisi incelenmiştir. Öncelikle plazma aktüatör düz levha üzerine
uygulanmış ve parametrelerin uygun çalışma aralıkları tespit edilmiştir. Daha sonra
aktif akış kontrolüne etkisini incelemek üzere NACA2415 uçak kanadı üzerinde farklı
konumlara yerleştirilmiştir. Plazma aktüatörün farklı Reynolds sayılarında ve hücum
açılarında aerodinamik modelin oluşturduğu kaldırma kuvveti katsayısı ve model
arkasındaki iz bölgesine etkisi araştırılmış ve plazma aktüatörlerin konumu ve çoklu
uyarımın etkileri incelenmiştir. Bu tez çalışmasında voltaj en yüksek 10kVpp’e kadar
çıkışabilmiş frekans değeri ise 4400Hz ile sınırlı tutulmuştur. Plazma aktuatörün
performansına etki eden elektriksel ve geometrik plazma parametreleri tez kapsamında
ele alınan değerler için araştırılmıştır. Özellikle, plazma aktüatör ile akış kontrolünün
mevcut değerlerle hangi sınırlara kadar uygulanabileceği üzerinde durulmuştur.
Düz levha üzerinde peristaltik sürüm yapıldığında faz açısı 20°’ye kadar paraelektrik
sürüme göre duvar jet hızında bir miktar azalma oluş, ancak artan faz açısı ile hız
artarak 90°’lik faz açısında hız değeri iki katına kadar çıkmıştır. Düz levha üzerinde
paraelektrik sürümde aktüatör sayısı 3’e kadar hız değeri tek aktuatöre göre azalırken,
peristaltik sürümde aktüatör sayısı 4’e kadar hız değerinde artış sağlanmıştır. Peristaltik
sürümün düz levha üzerinde plazma kaynaklı akış oluşturmada etkili olduğu ancak
hedeflenen yüksek hızlara ulaşmak için elektrotlar arası mesafe gibi peristaltik etkiyi
sınırlayan başka fiziksel özelliklerinde iyileştirilmesi gerektiği görülmüştür.
Plazma aktüatör ile uçak kanadı etrafındaki akış kontrolünün düşük Reynolds
sayılarında etkili olduğu, Reynolds sayısının 5.0 x104 değerinin üzerinde olması
durumunda ise plazma aktüatörün etkisini kaybettiği görülmüştür. Düşük Reynolds
sayılarında, plazma aktüatörün açık ve kapalı durumu karşılaştırıldığında kaldırma
kuvvetlerinin artmakta ve iz bölgesinin daralmaktadır. Özellikle plazma aktuatör ile stol
bölgesinde etkili akış kontrolü sağlanarak uçak kanadı üzerindeki tutunma kaybının
daha büyük hücum açılarına kaydırılması sağlanmıştır. Reynolds sayısının 3.6x104
57
değerinde akış ayrılması 18°’ye kadar iyileştirilebilmiş ve 14°’de maksimum kaldırma
kuvveti, plazmasız durumun iki katı olarak elde edilmiştir.
Uçak kanadı etrafındaki akış kontrolünde plazma aktuatörün bir türbülatör gibi işlev
gördüğü ve bu sayede düşük Reynolds sayılarında görülen akış yapısının daha yüksek
Reynolds sayılarında görülen akış yapısına geçişini sağlamaktadır. Ancak daha yüksek
Reynolds sayılarında akış yapısının türbülansa geçişi fiziksel olarak uçak kanadının
hücum kenarına daha yakın olarak gerçekleştiğinden aktuatörün sınır tabakayı manipüle
etme ve akış kontrolü sağlama yeteneğinin plazma parametrelerinin uygulanan değerleri
için olmadığı görülmüştür.
Uçak kanadı üzerinde benzer şekilde çoklu aktüatörün ve peristaltik sürümün çalışılan
elektriksel parametre aralığında dikkate değer bir etkisinin olmadığı ortaya
konulmuştur. Bunun sebebi hücum kenarına yakın olan ve bu çalışmada x/C=0.1’de
bulanan birinci aktüatörün yeterli sınır tabaka manipülasyonunu sağlamasından
kaynaklanmaktadır. Hatta bu etki için plazma aktüatörün süren sinyalin sürekli olmasına
gerek olmadığı, düşük yüzdeye sahip doluluk boşluk yüzdeli sinyaller ile aynı etkinin
oluştuğu gözlemlenmiştir. Bu nedenle, plazmanın sürekli sinüs sürümü yerine oldukça
yüksek voltajlarda nano saniyelik puls üreten güç kaynaklarının kullanılmasının daha
etkin olacağı düşünülmektedir.
58
KAYNAKLAR
Abe T., Takagaki M., Yamada K., “Momentum transfer and flow induction in dielektric
barrier discharge plasma actuator”, AIP Advances, 2, 042150, 1-10, 2012.
Akansu Y. E., “Küt ve Aerodinamik Yapılı Cisimler Etrafındaki Akış Kontrolünde
Hücum Açısının Etkisinin Belirlenmesi”, TÜBĐTAK, 105M241 Numaralı Proje Sonuç
Raporu, 2011.
Akansu Y. E., Karakaya F., “Elektrohidrodinamik Yöntemler ile Aerodinamik Yapılı
Cisimler Etrafındaki Akış Kontrolü” TÜBĐTAK,, 110M056 Numaralı Proje Sonuç
Raporu, 2013.
Akansu, Y. E., Ardışık Olarak Yerleştirilen Farklı Geometrilere Sahip Küt Cisimlerin
Aerodinamik Karakteristiklerinin Đncelenmesi, Doktora Tezi, Karadeniz Teknik
Üniversitesi Fen Bilimleri Enstitüsü, Trabzon, s. 89-96, 2004.
Akansu, Y. E., Karakaya, F., Şanlısoy, A., “Active Control of Flow around NACA 0015
Airfoil by Using DBD Plasma Actuator”, EFM 2012-Experimental Fluid Mechanics
Conference, Hradec Kralove, Czech Republic, Conference Proceeding, 27-33, 2012.
Akansu, Y. E., Sarioglu, M., Yavuz, T., Flow Around a Rotatable Circular CylinderPlate Body at Subcritical Reynolds Numbers, AIAA Journal, 42-6, 1073-1080, 2004.
Azar
K.,
“Lighting
the
Way
for
LED
Development”,
Design
World,
http://www.designworldonline.com/lighting-the-way-for-led-development/#_, 2012.
Bernard N., Jolibois J., Moreau E., “Lift and drag performances of an asymmetric airfoil
controlled by plasma actuator”, Journal of Electrostatics, 67, 133-139, 2009.
Bernard N., Moreau E., “Capabilities of the dielectric barrier discharge plasma actuator
for multi-frequency excitations”, Journal of Physics, 43, 145201, 2010.
59
Çengel Y., A., Cimbala J., M., Akışkanlar mekaniği temelleri ve uygulamaları, Engin
T., Öz H., R., Küçük H., Çeşmeci Ş., Đzmir Güven Kitapevi, Türkiye, 2008.
Chavla J. S., Low Reynolds Number flow over Airfoils, Seminer, Indian Institue of
Technology, Bombay, s. 3, 2009.
Chen, F. F., Volume 1: Plasma Physics, Chapter 1, Introduction to Plasma Physics and
Controlled Fusion, 2nd Edition, Plenium Press, 2000.
Cheong M., Greig A., Gibson B., Arjomandi M., “An investigation into the effect of
electric field on the performance of Dielectric Barrier Discharge plasma actuators”,
Experimental Thermal and Fluid Science, 35, 1600-1607, 2011.
Coleman, H. W., Steele, W. G., Experimentation and Uncertainty Analysis for
Engineers, 2nd ed.,John Wiley&Sons, Newyork, 1998.
Debien A., Bernard N., L. David, Moreau E., “Unsteady aspect of the
electrohydrodynamic force produced by surface dielectric barrier discharge actuators”,
Applied Physics Letters, 100, 013901, 01-03, 2012.
Durscher R., Roy S., “Aerogel and ferroelectric dielectric materials for plasma
actuators”, Journal of Physics D: Applied Physics, 45, 012001, 01-05, 2012.
Durscher R., Stanfield S., Roy S., “Characterization and manipulation of the
“saturation” effect by changing the surface temperature of a dielectric barrier discharge
actuator”, Applied Physics Letters, 101, 25902, 01-04, 2012.
Erfani R., Zare-Behtash H., Kontis K., “Plasma actuators: Influence of dielectric surface
temperature”, Experimental Thermal and Fluid Science, 42, 258-264, 2012.
Feng L., Jukes T. N., Choi K., Wang J., “Flow control over a NACA0012 airfoil using
dielectric-barrier-discharge plasma actuator with a Gurney flap”, Experimental Fluids,
52, 1533-1546, 2012.
60
Gad-el-Hak, M., “Flow control: Passive, Active, and Reactive Flow Management”,
Cambridge University Press, New York, 2000.
Goebel, D. M., and Katz, I., Basic Plasma Physics, in Fundamentals of Electric
Propulsion: Ion and Hall Thrusters, John Wiley & Sons, Inc., Hoboken, NJ, USA, 2008.
Göksel B., Greenblatt D., Rechenberg I., Bannasch R., Paschereit C. O., “Plasma flow
control at MAV Reynolds Numbers”, Conferance and Flight Competition (EMAV),
2007.
Im S., Cappelli A., “Dilelektrik barrier discharge induced boundary layer suction”,
Applied phsics letters, 100, 264103, 01-04, 2012.
Jolibois J., Forte M., Moreau E., “Application of an AC barrier discharge actuator to
control airflow separation above NACA 0015 airfoil: optimization of the actuation
location along the chord”, Journal of Electrostatics, 66, 496-503, 2008.
Jorgensen, F. E., How to measure turbulence with hot-wire anemometers, Dantec
Dynamics, Skovlunde, Denmark, 2002.
Kriegseis J., Grundmann S., Tropea C., “Airfoil influence on the discharge performance
of dielectric barrrier discharge plasma actuators”, Physics of plasmas, 19, 073509, 0109, 2012.
Little J., High-lift airfoil separation with dielectric barrier discharge plasma actuation,
AIAA journal, 48, 12, 2010.
Micheal S. S, Christopher A. L., Philippe G., Cameron P. N., James J. G, “Summary of
Low-Speed Airfoil Data”, SoarTech Publications, 2, 123, USA, 1996.
Moreau E., Airflow control by non-thermal plasma actuators, Journal of Physics D:
Applied Physics, 40, 605–636, 2007.
61
Mueller T., J., Fixed and flapping wing aerodynamics for micro air vehicle applications,
Chapter an overview of Micro Air Vehicle Aerodynamics, 195, 5, AIAA journal, 2002.
Roth J. R., “Aerodynamic flow acceleration using paraelectric and peristaltic
electrohydrodynamic (EHD) effects of a one atmosphere uniform glow discharge
plasma (OAUGDP)”, Physics of Plasmas, 10, 5, 2003a.
Roth J. R., Madhan R. C. M., Yadav M., Rahel J., “Flow field measurements of
paralectric, peristaltic, and combined plasma actuators based on the one atmosphere
uniform glow discharge plasma (OUGDP)”, AIAA journal, 2004.
Roth J. R., Sin H., Madhan R. C. M., Wilkinson S. P., “Flow re-attachment and
acceleration by paraelectric and peristaltic electro hydrodynamic (EHD) Effects”, AIAA
journal, 0531, 2003b.
Roth, J. R., Industrial Plasma Engineering, Volume 1: Principles , Chapter 3, Institute
of Physics Publishing Bristol and Philadelphia, USA, 1994.
Sarioglu, M., Akansu, Y. E., Yavuz, T., Control of the Flow Around a Square Cylinder
at Incidence by Using a Rod, AIAA Journal, 43-7, 1419-1426, 2005.
Smith, BL. and Glezer, A., “The Formation and Evolution of Synthetic Jets”, Phys. of
Fluids, 31, 2281-97, 1998.
Song H., Zhang Q., Lı Y., Jıa M., Wu Y., Lıang H., “Plasma Sheet Actuator Driven by
Repetitive Nanosecond Pulses with a Negative DC Component”, Plasma Science and
Technology, 14, 04, 327-332, 2012.
Sosa R., Artana G., “Steady control of laminar separation over airfoils with plasma
sheet actuators”, Journal of Electrostatics, 64, 604-610, 2006.
Taleghani A. S., Shadaram A., Mirzaei M., “Effects of Duty Cycles of the Plasma
Actuators on Improvement of Pressure Distribution Above a NLF0414 Airfoil”, IEEE
Transactions on Plasma Science, 40, 1434-1440, 2012.
62
Thomas, F., O.,, Corke T., C., Iqbal, M., Kozlov, A., ve Schatzman, D., “Optimization
of Dielectric Barrier Discharge Plasma Actuators for Active Aerodynamic Flow
Control”, AIAA Journal, 47, 9, 2009.
Tuck, A., Soria, J., “Separation Control on a NACA 0015 Airfoil Using a 2D Micro
ZNMF Jet”, Aircraft Engineering and Aerospace Technology, 80, 175-180, 2008.
URL-1, “Renault Altica: 44MPG Diesel Concept with Active Airflow Management”,
Green Car Congress, http://www.greencarcongress.com/2006/02/renault_altica_.html,
2006.
Zito C. J. ,Durscher J. R. ,Soni J. , Roy S. , Arnold P. ,D. , “Flow and force inducement
using micron size dielectric barrier discharge actuators”, Applied Physics Letters, 100,
193502, 2012.
63
Ek-A Belirsizlik Analizi
Bu çalışmada ölçülen ve hesaplanan parametrelerin belirsizlik değerleri Coleman ve
Steele (1998) tarafından sunulan yöntemler ile belirlenmiştir. Bu yöntemde r ile
tanımlanan deneysel sonuç ve deneysel sonucu etkileyen her bir değişkenin fonksiyonu
cinsinden genel bir ifade tanımlamışlardır (Denklem E-1).
_ = _(`3 , `% , `b , … `* )
(E- 1)
Bu sonuç değerine ait bağıl belirsizlik ise;
de
f
=
% d
%
k
gh f )i j h i I j
I
I
iI )f
+
% d
%
k
h f )i j h i J j
J
J
iJ )f
3
% d
% n%
kT
j hi j m
f )iT
T
iT )f
+⋯h
(E- 2)
E-2 denkleminde ifade edilmiştir.
Eğer r değerini etkilen parametrelerin katsayıları ve üstel ifadeleri E-3 numaralı
denklemde görüldüğü gibi sabit değerler ise;
_ = o`3p `%q `b= ….
(E- 3)
E-2 numaralı denklem, denklem E-4’e dönüşür.
de
f
dkI %
= gr h
%
iI
j
dk %
+ s% h i J j
J
+
3n
%
%
% d ku
t h i j …m
u
(E- 4)
Belirsizliği yüzdesel olarak ifade edecek olursak denklem E-5 elde edilir.
-f =
de
f
(E- 5)
Burada Akansu (2004) tarafından yapılan belirsizlik analizinde kullanılan sembollere
dönüştürülerek her bir büyüklüğe ait boyutlu belirsizlik wr ile gösterilmiş ve yüzde
belirsizlik ur ile ifade edilmiştir (Denklem E-6).
64
Ek-A (Devam) Belirsizlik Analizi
-f =
de
f
%
%
3n
%
%
= vr% w-+I x + s % w-+J x + t % w-+u x … y
(E- 6)
Bu çalışma kapsamında deneysel olarak basınç, hız, kuvvet, yoğunluk, sıcaklık vb.
parametreler ölçülmüş olup bu ölçüm sonuçları kullanılarak Reynolds sayısı ve
kaldırma kuvveti katsayısı hesaplanmıştır.
Boyutsuz sayıların belirsizlik değerlerinin hesaplanması
Reynolds sayısının belirsizlik değerinin hesaplanması:
KL{|} Y
z7 =
~
şeklinde tanımlanan Re sayısı için belirsizlik değeri, ρ, UCTA , C ve µ
değerine bağlı olarak değişmektedir. Denklem E-6 kullanılarak Re sayısının belirsizlik
değeri hesaplanabilmektedir (Denklem E-8).
dX
:
=
-: =
d %
g(1)% h K j
+
dX
%
:
%
d
(1)% h {|} j
L{|}
+
d %
(1)% h { j
Y
%
%
+
3n
%
d %
%
(−1) h j m
~
(E- 7)
3n
%
= vw-K x + w-L{|} x + (-Y )% + w- x y
(E- 8)
Burada yoğunluk, hız, veter uzunluğu ve dinamik viskozitenin belirsizliğinin
hesaplanması gerekmektedir.
Kaldırma kuvveti katsayısının belirsizlik değerinin hesaplanması:
EF = I
J
GH
(K)∙(L{|} )J ∙(MüOP )
denklemi
ile
hesaplanan
kaldırma
kuvvet
katsayısının
belirsizliğini belirlemek için benzer şekilde denklem E-6 kullanılmaktadır.
d {H
YH
d
%
d %
d
%
d}
%
3n
%
= g(1)% h G H j + (−1)% h K j + (−2)% h L {|} j + (−1)% h M üOP j m
H
{|}
65
üOP
(E- 9)
-Y H =
d{ H
YH
%
%
%
%
3n
%
= vw-GH x + w-K x + 4w-L{|} x + w-MüOP x y
(E- 10)
Denklem E-10 ile kaldırma kuvveti katsayısının belirsizliği hesaplanabilmektedir.
Burada da kaldırma kuvveti, hız, üst bakış alanı ve yoğunluğun belirsizliğinin
hesaplanması gerekmektedir.
Kullanılan parametrelerin belirsizliğinin tespiti
Burada kullanmakta olduğumuz diğer bağımlı ve bağımsız değişkenler, Atmosfer
basıncı (Patm), sıcaklık (T), veter uzunluğu (C), kanat açıklığı uzunluğu (b), kaldırma
kuvveti (FL), dinamik viskozite (µ), kızgın tel anemometresi ile ölçülen hız (U0),
dinamik basınç (Pdin)’ın belirsizlik değerlerinin bilinmesi gerekmektedir. Burada
bağımsız değişkenlere ait belirsizliklerin tespitinde kullanılan ölçüm cihazlarının
kullanım kılavuzları ve benzer belirsizlik analizlerini içeren Jorgensan (2002) ve
Akansu (2004) tarafından yapılan çalışmalardan faydalanılmıştır.
• 85kPa atmosfer basıncının ölçümünde 1 kPa hata oluşabilmektedir. Bu durumda
atmosfer basıncının belirsizliği % 0.588 olarak elde edilir.
uP =
P
1000
≅
= 0.011 = %1.1
#p!
85000
• Sıcaklık ölçümünde ölçüm sisteminden kaynaklanan veya deney süresince sıcaklık
değişimine bağlı olarak 2 °C hata oluşabilmektedir. Bu durumda 25 °C’deki sıcaklığın
ölçümünde, sıcaklığa ait belirsizlik % 0.671 olarak elde edilir.
u2 =
2
2
≅
= 0.0067 = %0.67
(
298
• 150 mm veter uzunluğunun ölçümünde oluşan 1mm’lik hata nedeni ile oluşan
belirsizlik % 0.6’dır.h-Y =
d{
Y
≅ 0.0066 = %0.66j
66
• 510 mm kanat açıklığı uzunluğunun ölçümünde oluşan 1mm’lik hata nedeni ile
oluşan belirsizlik % 0.19’dır. h-q =
d<
q
≅ 0.0019 = %0.19j
• 25 °C sıcaklığındaki havanın 2°C değişimi ile dinamik viskozitesindeki oluşan
belirsizlik, %0.51’ dır. h- =
d
~
≅ 0.00508 = %0.51j
• 2.5 m/s’lik akış hızında, PX-278 model basınç dönüştürücüyle yapılan fark basıncı
ölçümüne ait belirsizlik % 9.6 mertebesindedir. h-∆ =
d∆
∆
= 0.096 = %9.6j
Yoğunluğun belirsizliğinin hesaplanması
=
P
2
olarak tanımlanan yoğunluk için belirsizlik değeri, atmosfer basıncı ve sıcaklık
değerine bağlı olarak değişmektedir. Bu durumda denklem E-6 kullanılarak yoğunluğun
belirsizliği hesaplanabilmektedir(Denklem E-11).
-K =
d
K
=
%
d
g(1)% h P j
P
+
3n
%
d| %
%
(−1) h j m
2
(E- 11)
Denklem E-11’e atmosfer basıncının ve sıcaklığın belirsizliğinin değerlerinin yazılması
ile yoğunluğun belirsizliği -K ≅ 0.012 veya % 1.2 olarak elde edilir.
Pitot tüpü yöntemi ile hız ölçümünde hızın belirsizlik değerinin hesaplanması
Bu çalışmada hız ölçümleri iki farklı yöntem olan pitot tüpü ile hız ölçümü ve kızgın tel
anemometresi ile yapılmıştır. Bu nedenle hızın belirsizliği her iki yöntem için ayrı ayrı
hesaplanmıştır. Pitot tüpü ile hız ölçümünde, dinamik basınç ölçümü ve basıncın hıza
dönüşümü
yapılmıştır.
3n
%
^ = √2 ∙ (# )
3n
%
∙ ()
olarak
tanımlanan
plazma
etkisindeki duvar jeti hızı için bağıl belirsizlik değeri, P∆P ve ρ değerine bağlı olarak
67
değişmektedir.
Bu
durumda
denklem
E-6
kullanılarak
hızın
belirsizliği
bulunabilmektedir (Denklem E-13).
dPZP
LPZP
3 % d %
3 % d %
3n
%
%
3n
%
= gh%j h j + h− %j h K j m
- C¡¢¡ =
dPZP
LPZP
3
3
= v£ (- )% + £ w-K x y
(E- 12)
(E- 13)
Denklem E-13’e dinamik basıncın ve yoğunluğun belirsizlik değerlerinin yazılması ile
pitot tüpü ile ölçülen hızın belirsizliği elde edilir.
3
3n
%
3
- C¡¢¡ = v£ (0.096)% + £ (0.012)% y
≅ 0.048 = %4.8
Üst bakış alanının belirsizliğinin hesaplanması
¤ü]! = E ∙ s olarak tanımlanan üst bakış alanın değeri veter uzunluğu ve kanat
açıklığına bağlı olarak değişmektedir. Üst bakış alanının bağıl belirsizliği denklem E14’ de verilmiştir.
-MüOP =
d}üOP
MüOP
d{ %
d< %
= gh Y j + h q j m
3n
%
(E- 14)
Denklem E-14’e veter uzunluğunun ve kanat açıklığı uzunluğunun belirsizliğinin yerine
koyulması ile üst bakış alanının belirsizliği -MüOP ≅ 0.0068veya % 0.68 olarak elde
edilir.
Kaldırma kuvvetinin ölçümünde oluşan belirsizlikler
Kaldırma kuvvet katsayısına etki eden belirsizlik değerleri U0=4.4 m/s ( Re=36000 )
değeri için elde edilmiştir.
68
X1) Kuvvet ölçümünde yük hücresinin belirsizlik değeri y yönünde % 1’dir. h-i3 =
dkI
iI
≅ 0.01 = %1j
X2) Hücum açısındaki 0.5°’lik hata nedeni ile kuvvet ölçümünde oluşan belirsizlik %
4.8’dir. h-i% =
d kJ
iJ
≅ 0.048 = %4.8j
X3) Yük hücresinde ölçüm süresince oluşan sapma (bias) neticesinde kaldırma
kuvvetinde oluşan belirsizlik % 2.38’dir. h-ib =
dku
iu
≅ 0.0238 = %2.38j
X4) Veri toplama kartı çözünürlüğü nedeni ile oluşan belirsizlik % 0.34’dür. h-i£ =
dk¦
i¦
≅ 0.0034 = %0.34j
X5) Kalibrasyon işleminde 0.2 N’luk kuvvet için oluşan belirsizlikler % 0.7’dir.
h-i§ =
dk¨
i¨
≅ 0.007 = %0.7j
Bu belirsizlikler dikkate alınarak kaldırma kuvveti ölçümünde oluşan toplam belirsizlik;
GH
i %
i %
i %
i %
i %
= © I + J + u + ¦ + ¨ ª
UF
`3
`%
`b
`£
`§
-G H =
3n
%
GH
3
= «(0.01)% + 0.048% + (0.0238)% +(0.0034)% +(0.007)% ¬ n% ≅ 0.055
UF
olarak elde edilir.
Kızgın tel anemometresi ile hız ölçümünde oluşan belirsizlikler
Kızgın tel anemometresi ile hız ölçümüne etki eden belirsizlik değerleri U0=4.4 m/s (
Re=36000 ) değeri için elde edilmiştir.
69
X6 )
Anemometreye
ait
belirsizlikler;
gürültü,
tekrarlanabilirlik,
algılamasından oluşan belirsizlikler % 0.5 mertebesindedir. (
dk
i
ve
frekans
≅ 0.005 = %0.5)
X7) Kalibrasyon işleminde, 4.4m/s’lik hız değerinde, kalibrasyon cihazında oluşan
belirsizlik,
dk®
i®
≅ 0.051 = %5.1’dir.
X8) Lineerleştirme veya kalibrasyon eğrisi işleminden oluşan belirsizlik,
%0.4’dür.
X9) 4m/s hızda
dönüştürücü
°
°±
dk ¯
i¯
≅ 0.004 =
= 19,3m/s/volt’luk değişim için 10V aralığında 16bit’lik A/D
kartın
çözünürlüğünden
oluşan
%0.0425’dir.
belirsizlik,
d k¹
i¹
≅ 0.000425 =
X10) Prob pozisyonunda 1°’lik hata nedeniyle hızda oluşan belirsizlik,
0.00009 = %0.009’dur.
dkI
iI
≅
X11) Prob çalışma sıcaklığındaki 2°C’lik sıcaklık değişimi nedeni ile hızda oluşan
belirsizlik,
dkII
iII
≅ 0.016 = %1.6’dır.
X12) Hava yoğunluğundaki 2°C’lik sıcaklık değişimine bağlı olarak hızda oluşan
belirsizlik,
dkIJ
iIJ
≅ 0.0039 = %0.39’dur.
X13) Atmosfer basıncındaki 1kPa’lık değişim nedeni ile hızda oluşan belirsizlik,
dkIu
iIu
≅ 0.0068 = %0.68’ dir.
Bu belirsizlikler dikkate alınarak hız ölçümünde oluşan toplam belirsizlik;
70
-L{|} =
h
dkIu %
iIu
j m
-L{|} =
d{|}
L{|}
3n
%
d{|}
L{|}
dk
%
= gh i j + h

dk® %
i®
dk
%
dk ¹ %
j + h i ¯j + h
¯
i¹
dk
%
j + h i I j + h
I
dkII %
iII
dkIJ %
j +h
iIJ
j +
= «(0.005)% + (0.051)% + (0.004)% +(0.000425)% +(0.00009)% +
3n
%
(0.016)% + (0.0039)%+(0.0068)% ¬
olarak elde edilir.
≅ 0.0544 = %5.44
Boyutsuz sayıların belirsizlik değerlerinin tespiti;
Reynolds sayısının belirsizlik değeri; yoğunluk, hız, veter uzunluğu ve dinamik
viskozitenin belirsizliğinin Reynolds sayısının belirsizliğinin hesaplandığı denklem E-8’
de yerine yazılması ile Reynolds sayısının belirsizliği hesaplanmaktadır.
-: =
:
3
= «(0.012)% + (0.0544)% + (0.0066)% + (0.00508)% ¬ n% = 0.056
z7
= %5.6
Kaldırma kuvveti katsayısının belirsizliğinin değeri; kaldırma kuvveti, yoğunluk, hız,
üst bakış alanının belirsizliğinin kaldırma kuvveti katsayısının belirsizliğinin
hesaplandığı denklem E-10’ de yerine yazılması ile kaldırma kuvveti katsayısının
belirsizliği hesaplanmaktadır.
-Y H =
YH
3
= «(0.055)% + (0.012)% + 4 ∙ (0.0544)% + (0.0068)% ¬ n% = 0.1226
EF
= %12.26
71
ÖZGEÇMĐŞ
Aytaç ŞANLISOY 16.07.1989 tarihinde Tarsus’da doğdu. Đlk orta ve lise öğretimini
Tarsus’da tamamladı. 2006 yılında girdiği Niğde Üniversitesi Makine Mühendisliği
Bölümü’nden Temmuz 2011’de mezun oldu. 2011-2013 yılları arasında Niğde
Üniversitesi Makine Mühendisliği bölümünde proje asistanı olarak çalıştı ve aynı
zamanda yüksek lisans öğrenimine başladı. 2012-2013 Öğretim yılında Niğde
Üniversitesi Mekatronik Mühendisliği Bölümü’ne araştırma görevlisi olarak atandı.
72