Search

Bu araştırmanın amacı, bir test odasında sıcaklık ve nem dağılımını incelemek ve tarımsal ürünlerin daha uzun sürelerle ekonomik olarak saklanabilmesi için önerilerde bulunmaktır. Araştırmada, deneysel ölçümler ve hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizleri (CFD) yapılmıştır. Hesaplamalı analizler, geometrik ve fiziksel modelleme açısından ayrıntılı bir şekilde gerçekleştirilmiştir. Elde edilen sonuçlar her aşamada deneysel verilerle karşılaştırılarak sağlama yapılmıştır. Elde edilen sonuçlar, havalandırma şartları ve ürün yerleşiminin sıcaklık ve nem dağılımı açısından etkilerini belirlemede kullanılmıştır. Araştırmada; sıcaklık ve nem dağılımının soğuk oda konfigürasyonu ile ilişkisi incelenmiştir. Ayrıca, Fluent yazılım programında yer alan, sonlu hacimler yöntemini kullanan Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği yöntemlerinin soğuk depo tasarımı ve iyileştirilmesinde kullanılmıştır. Sonuçlar evaporatör yüzey alanının oluşturduğu hava kanalı boyunca incelenmiştir. Depo set değeri olan +2oC ve %90 bağıl nemde havanın sıcaklık ve bağıl nem kontur değerlerinin odanın yarısında tolerans değerlerinde olduğu saptanmıştır. Ancak diğer kısımlarında +5oC sıcaklıkta ve %70 bağıl nemde olduğu görülmüştür. Objective of this research is to investigate distribution of temperature and relative humidity in an experimental cold storage and determine suggestions for long and economic cold storage of agricultural products. Experimental measurements and computational fluid dynamics (CFD) analysis were realized. Complexity and details of the computational fluid dynamics (CFD) analysis increased. Results of CFD analysis were compared with experimental results for each stage of the research. Detailed CFD results were used to determine effect of ventilation conditions and location of cold storage on spatial variability of temperature and relative humidity. Essentials of relationship between distribution of temperature and relative humidity affecting cold storage performance and cold storage configuration were determined. In addition, using of Fluent software which is one of economic design tools and based on finite volumes in computational fluid dynamic, was evaluated for cold storage design and improvement of design. The results were investigated along air channel created by evaporator surface area in cold storage. Temperature and relative humidity contour values of cold air taken at cooling system set values as 2oC and %90 was determined approximately at tolerance values of temperature and relative humidity for half of these air channel in the cold storage. However, these values were determined as +5oC and 70% RH for other part of the experimental cold storage.

Dinamik basınç ölçümleri, sensör teknolojisindeki gelişimin artmasıyla beraber, basıncın zamana bağlı olarak incelendiği alanlarda yoğun olarak kullanılmaktadır. Dinamik basınç ölçümlerinin kullanıldığı ve önem kazandığı alanlardan biri de rüzgar tüneli testleridir. Bina, stadyum, gökdelen gibi yapıların cepheleri ve taşıyıcı sistemleri üzerindeki rüzgar yükünün belirlendiği rüzgar tüneli testlerinde basınç ölçümleri zamana bağlı olarak yapılmaktadır. Rüzgar tüneli testi çalışmalarında model ile ölçüm sistemi arasında kullanılan boru sisteminin uzunluğu, iç çapı gibi değişik parametreler sebebiyle farklı frekansta çalkantı içeren havanın dinamik basınç ölçümü sonuçları üzerinde oluşan bozulmalar deney sonuçlarının doğruluğunu etkilemektedir.Dinamik basınç ölçümlerinde kullanılan borulama sisteminin farklı frekanslardaki çalkantılı basınç üzerinde yaratacağı bozulmalar rezonans, genlik bozulması ve faz gecikmesi olarak sıralanabilir. Boru sisteminin özelliklerine göre rezonans frekansı değişmektedir. Frekanslara göre genlik bozulma oranı rezonans frekansına doğru artış gösterirken sonrasında sönümleme eğiliminde olabilir.Frekansa bağlı genlik oranı ve faz gecikmesi, akışkan denklemleri yardımıyla oluşturulmuş özyineleme formülü kullanılarak hazırlanan yazılım ile farklı borulama seçenekleri için hesaplanabilir. Bu hesaplama ile borulama sisteminin girişine uygulanan farklı frekanslardaki sinüzoidal bir basıncın genliğinin sensörde ölçülen değerine oranı elde edilir. Dinamik basınç ölçümlerinde kullanılan borulama sisteminin uzunluğu, iç çapı, özelliklerine ilave olarak ortam sıcaklığı, basıncı gibi çevresel faktörlerin de genlik oranında bozulma üzerine etkisi olduğu görülmüştür.Farklı frekanslarda çalkantılar içeren havanın basınç ölçümünde borulama kaynaklı genlikteki bozulmanın giderilmesi için uygulanan yöntemler bulunmaktadır. Bu yöntemlerden biri; borulama sisteminin uzunluğu boyunca uygun konumda ve borunun çapına oranla daha küçük çapta kısıtlayıcı eklenmesidir. Boru sisteminin ölçülerinin isterleri doğrultusunda, belirli çaptaki kısıtlayıcının uzunluğu ve boru uzunluğu boyunca konumu optimizasyon yazılım sonucundan belirlenmiş ve dinamik basınç üretici ile yapılan deneyler ile sonuçları incelenmiştir.Borulama sistemlerinin basınç ölçümleri sonuçları üzerinde yarattığı bozulmanın incelenmesi ve istenilen seviyeye gelmesi için kullanılan yöntemlerin araştırılmasında dinamik basınç üreteci kullanılmıştır. Tasarımı ve üretimi yapılmış olan dinamik basınç üretecinde, basınç üreteci için hoparlör kullanılması maliyeti düşük ve diğer üreteçlere oranla üretim süresi kısa olan bir çözüm olmasından dolayı tercih edilmiştir. Üreteç, kapalı bir hacimde dairesel kesit içerisinde çok küçük yer değiştirme ile salınan bir diyafram yardımıyla sinüzoidal bir basınç üretimi olarak tanımlanabilir. Üreteç sisteminde hoparlör, sinüzoidal sinyal üreteci ve sinyali güçlendirmek için amplifikatör yardımıyla oluşturulan sinüzoidal basıncın frekansı belirlenen adım değeri ile 10'dan 400 Hz değerine kadar ayarlanmıştır. Farklı uzunluk, çap ve malzemede test edilen borular ve referans bir boru üreteç ile basınç tarayıcısı arasına bağlanmıştır. Referans boru ve test borulama sisteminin farklı frekanslarda sensörde ölçülen genlikleri oranlanarak bozulmanın cevabı aranmıştır. Dynamic pressure measurements are used extensively in areas where the pressure is studied depending on time with the development of sensor technology. One of the areas where dynamic pressure measurements are used and gained importance is wind tunnel tests. In the wind tunnel tests where the wind load on the façades of the buildings, stadiums, skyscrapers and carrier systems are determined, pressure measurements are made depending on time.The test model of the structure is used in the wind tunnel tests where the façade load and structural load created by the wind on the structure are examined. Pressure taps are opened to the regions where dynamic pressure measurement is performed on the model. With the help of standards and scientific studies, the measurement requirements for wind tunnel tests are determined. The frequency and sampling time for the pressure measurement are calculated by similarity relations between the model and prototype. After the parameters such as frequency and sampling time to be used for the tests are determined by general assumptions that are necessary for experimental studies, the measurement system can be selected.Sensors commonly used in dynamic pressure measurements vary according to their application areas. Various parameters play a role in the selection of sensors. Parameters such as the size of the sensor, the type of pressure measurement, the pressure range, the measuring frequency affect the sensor selection. In many experiments, it is necessary to use a system called pressure scanner in the experiments which requires simultaneous measurement. The pressure scanners use piezoresistive sensors based on MEMS (Micro Electro Mechanical Systems) technology, which allows high frequency sampling.The small dimensions of the tested model cause the systems used in the pressure measurements to not be inserted into the model. This constraint required a tubing between the point to be measured on the model and the pressure sensor. The distortions on the results of dynamic pressure measurement of flow containing different frequency fluctuations due to different parameters such as length and internal diameter of the tubing system used between the model and the measurement system in the wind tunnel test studies affect the accuracy of the test results.The distortions caused by the tubing system used in dynamic pressure measurements on turbulent pressure at different frequencies can be listed as resonance, amplitude distortion and phase delay. Resonance frequency varies according to the characteristics of the tubing system. The amplitude distortion rate relative to the frequencies may increase towards the resonance frequency, which may then tend to damp.Frequency-dependent amplitude ratio and phase delay can be calculated for different tubing options by using the recursion formula created with the help of fluid equations. With this calculation, the ratio of the amplitude of a sinusoidal pressure at the different frequencies applied to the input of the tubing system to the value measured in the sensor is obtained. In addition to the length, inner diameter and characteristics of the tubing system used in dynamic pressure measurements, environmental factors such as ambient temperature and pressure also had an effect on the amplitude ratio.There are methods for eliminating the distortion of the amplitude caused by tubing in the measurement of pressure of air containing fluctuations at different frequencies. One of these methods is a smaller diameter restrictor is added than the diameter of the tubing along the appropriate position in the length of the tubing system. In accordance with the requirements of the tubing system, the length and position of the restrictor of a certain diameter along the length of the tubes were determined from the optimization software and the results of the experiments with dynamic pressure generator were examined.Dynamic pressure generator was used to investigate the distortions caused by the pressure measurement results of tubing systems and to investigate the methods used to reach the desired level. In the dynamic pressure generator, which was designed and manufactured, the use of loudspeakers for the pressure generator is preferred because it is low cost having short production time compared to other generators. The generator can be defined as the generation of a sinusoidal pressure by means of a diaphragm oscillated by very small displacement in a closed volume in a circular cross-section. In the generator system, the frequency of the sinusoidal pressure generated by the loudspeaker, sinusoidal signal generator and amplifier to amplify the signal is adjusted from 10 to 400 Hz with the determined step value. The tubes tested in different lengths, diameters and materials and a reference tube are connected between the generator and the pressure scanner. The amplitude of the reference tube and test tubing system measured at the sensor at different frequencies was proportional and the response of the distortion was sought.Since the pressure sensor cannot be directly connected to the dynamic pressure generator to investigate the effects of the tested tubing systems, the restrictor determined by optimization in the reference tube is used and the amplitude ratio of the reference tube is very close to 1 between 0-400 Hz.By connecting tubes of equal length to certain ports of the pressure scanner used in the apparatus to test the tubing system, amplitude ratio and phase delays according to the frequency between the ports are measured and presented.The results obtained with the tubing systems with high production precision used in the experiments are consistent with the theory. In the case of tubes with low production precision, when the ± 5% of the diameter is taken, the compatibility with the theory increases. It is seen from the experimental results that the properties of the tube should be known and used with high accuracy in order to calibrate the tubing systems used in dynamic pressure measurements using theory.Measurements were made with 20 different tubing systems in dynamic pressure generator. Experimental results of tubes of different diameters of 0.6 m, 0.8 m and 1.0 m were compared and the diameter, length and effect of the material produced were examined. Reduction of tube diameter and length increases the amplitude ratios according to frequency. In order to reduce the distortion of the frequency amplitude ratio of 0.6 m and 0.8 m tubes, it is seen in the experimental results that the use of restrictors whose properties are determined as a result of optimization with theory is an accurate method.In order to investigate the changes in the amplitude ratios of the tubes of different materials with the same diameter and length, it was concluded that more tubes with high precision production and different materials of the same diameter should be examined experimentally. 85

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2016, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2016, Rüzgar tünelleri günümüzde birçok alanda kullanılmaktadır. Bu tezde rüzgar tünellerinin geçmiş tarihte nasıl olduğuna dair araştırmalar yapılmıştır. Rüzgar tüneli türleri ve komponentleri üzerine literatür araştırmaları yapılmış ve komponentlerin tasarlanırken nelere dikkat edilmesi gerektiği araştırılmıştır. EDS Mühendisleri tarafından tasarlanan ve inşa edilen EDS Atmosferik Sınır Tabaka Tüneli, bina aerodinamiği araştırmalarında kullanılmaktadır. Bu tez kapsamında, EDS Rüzgar Tüneli kullanılarak, test odasında daha yüksek hızlara çıkabilen rüzgar tünellerinin tasarlanması amaçlanmıştır. Bu rüzgar tünelleri tasarlanırken, EDS Rüzgar Tüneli’nin fanları ve daralma konisinin kullanılmasına karar verilmiştir. Rüzgar Tüneli konseptinin geçmişi 15. yüzyıla kadar uzanmaktadır. Leonarda Da Vinci’nin görecelik teorisine göre durgun havada hareket eden cisimle, hava akışına karşı duran cisim aynı etkilere maruz kalır. Leonardo Da Vinci aynı zamanda rüzgar hızını ölçen bir anemometre tasarlamıştır. Tasarladığı anemometrede asılı olan bir levha rüzgarın hızı ile hareket edebilmektedir. Levhanın ulaştığı en yüksek noktaya göre rüzgarın hızı/kuvveti ölçülebilmektedir. Rüzgar tünelinin temelleri bu şekilde atılmışken Avrupa ve İngiltere durgun havaya karşı cisimleri hareket ettiren dönen kol düzenekleri tasarlanmış ve araştırmalarda kullanılmıştır. Bu düzeneklerde temel olarak dönebilen bir şaft sistemine bağlı bir kola cisimler takılıp, bu şaft makaralı bir sistemle kendisine bağlı ağırlıklar ile hareket ettirilebilmekte, böylece kola bağlı olan cisim duran havada hareket kaabiliyeti kazanmış olmaktadır. Rüzgar Tünelinin ilk tasarımı ve başarılı testi 19. yüzyılda Francis Wenham tarafından yapılmış olup daha sonra başka bilim adamları tarafından geliştirilmiş ve aerodinamik alanlarınla kullanımı artmıştır. Wright kardeşler 40x40 cm’lik test odasına sahip bir rüzgar tünelini tasarlayıp araştırmalarında kullanmışlardır. Çalışmalarının sonucunda Wright kardeşler tarihteki ilk uçak ile uçuşu gerçekleştirmişlerdir. Üfleyen(blowing) ve açık çevrim(open-circuit) tipindeki bir rüzgar tüneli girişten çıkışına sırasıyla fan, dinlenme odası, daralma konisi, test odası ve difüzörden oluşur. Fandan çıkan türbülanslı akış dinlenme odası içerisindeki balpeteği ve ızgaralar ile az türbülanslı hale getirilir. Dinlenme odasında genellikle bir adet petekli yapı ve birden fazla ızgara bulunur. Akış daha sonra daralma konisinden geçerek hızlanır ve uniformlaşır. Daralma konilerinin daralma oranları genel olarak 4 ve 10 arasındadır. Daralma konisinden çıkan akış test odasına girer. Test odası girişindeki akışın uniformluğu önemlidir ve sağlanması gereken tasarım kriterleri vardır. Test odası girişindeki havanın hızındaki değişimler, ortalama hıza göre en fazla %0,3, hava akışının açısallığı ise en fazla 0.1° olmalıdır. Test odası içerisine ölçüm yapılacak cisim/prototipler yerleştirilir ve gözlemler ve ölçümler bu bölmede yapılır. Test odasından çıkan akış difüzöre yönlendirilir. Difüzörün tasarım amacı kinetik enerjiyi basınç enerjisine çevirmektir. Test odasından çıkan yüksek hızlı akış yavaşlatılarak bu bölmeden havaya bırakılır. Difüzör alan oranları genellikle 5:1 ve 6:1 civarında olup kabul edilebilir açılma açısı 5° ve 7° arasındadır. Yapılan ilk hesaplamalı akışkanlar dinamiği(CFD) çalışmalarında dinlenme odası bir adet petekli yapı ve bir adet ızgara olacak şekilde tasarlanmıştır. Hesaplamalı akışkanlar dinamiği programı içerisinde petekli yapı ve ızgara için kullanılacak girdiler EDS tarafından daha önce yapılan çalışmalardan alınmıştır. Rüzgar Tüneli girişindeki 6 adet fanın hızları, EDS tarafından daha önce yapılan fan akışkanlar dinamiği sonucundan alınmıştır ve eksenel, radyal ve teğetsel hız profilleri olarak programa girilmiştir. İlk tasarım olarak kullanılan TS-1 tasarımının test odası boyutları 1x2x2 m’den oluşmaktadır. EDS Rüzgar Tüneli’nin daralma konisinden sonra ikinci bir daralma konisi CAD çizim programı kullanılarak simetrik eğrilerle oluşturulmuştur. Bu geometri ile akışkanlar dinamiği için gereken mesh sayısı çalışması, türbülans modeli ve daralma konisi şekli çalışmaları gerçekleştirilmiş olup, karara varılmıştır. Mesh sayısı çalışmaları için 3.9 milyon mesh ile 5.3 milyon mesh karşılaştırılmış ve akışkanlar dinamiği sonuçlarında çok az farklılık olmasından dolayı 3.9 milyon mesh sayısının yeterli olduğu kararına varılmıştır. Aynı şekilde 3.9 milyon meshlik case, iki ayrı türbülans modeli(realizable k-ε ve SST k-ω) kullanılarak simule edilmiştir ve sonuçlar karşılaştırıldığında iki case arasında çok az farklılık olduğu görülmüştür. Türbülans modeli olarak realizable k-ε ile devam edilmeye karar verilmiştir. Basit eğri modeli daralma konisi, literatür araştırmalarında karşılaşılan diğer üç ayrı daralma konisi şekilleri ile birlikte karşılaştırılmıştır. Diğer koni şekilleri 3’üncü, 5’inci ve 7’inci dereceden polinom denkleminden oluşmaktadır. Daralma konileri karşılaştırılırken, seçme kriteri olarak, test odası girişindeki akışın kalitesi(akışın uniformluğu ve açısallığı) göz önünde bulundurulmuştur. Sonuçlar incelendiğinde, 4 ayrı daralma konisi şeklinden en iyi sonuçları 7’inci derecedeki polinom şeklinin verdiği sonucuna varılmıştır. Yine de test odası girişindeki akışın kalitesinin daha da arttırılması gerektiği düşünülmüştür ve bu amaçla dinlenme odasına ikinci bir ızgara konulmasına karar verilmiştir. TS-1, TS-2 ve TS-3 tasarımlarının difüzörsüz ve dinlenme odasına yerleştirilen ikinci bir ızgara ile hesaplamalı akışkanlar dinamiği simulasyonları yapılmıştır. TS-2 tasarımının test odası boyutları 0,75x2x2 m, TS-3 tasarımın test boyutları da 1,5x2x2 m’dir. Sonuçlar incelenirken test odası girişindeki akışın kalitesi göz önünde bulundurulmuştur. En iyi sonuçlar TS-2 tasarımı için elde edilmiştir. TS-2 tasarımının test odası girişindeki eksenel akış hızının ortalama akış hızına göre maksimum değişimi bazı bölgeler gözardı edildiğinde %0,3’dür. Akışın maksimum geliş açısı ise yine bazı bölgeler gözardı edildiğinde 0.55°’dir. TS-1 için elde edilen sonuçlara test odası girişindeki eksenel akış hızının ortalamaya göre maksimum değişimi %0,8’dir ve akışın maksimum geliş açısı ise 1° olarak elde edilmiştir. TS-3 tasarımı ise en kullanışsız sonuçları vermiştir. Test odası girişindeki eksenel akış hızının ortalama hıza göre maksimum değişimi %2,5 ve akışın açısallığı maksimum 1,2° olarak elde edilmiştir. TS-1, TS-2 ve TS-3 tasarımlarının difüzör ile birlikte komple rüzgar tüneli akışkanlar dinamiği analizleri yapılmıştır. Tüm “case”ler 4,4 milyon mesh hücresine ulaşmıştır. TS-1 için tasarlanan difüzör 3,38° açılma yarı açısına ve 2,44 difüzör oranına sahiptir. TS-2 için tasarlanan difüzör 4,31° açılma yarı açısına ve 3,25 difüzör oranına sahiptir. TS-3 için tasarlanan difüzör 2,4° açılma yarı açısına sahiptir ve difüzör oranı 1,63’tür. Rüzgar tüneli komponentlerindeki basınç kayıpları göz önünde bulundurulduğunda en yüksek basınç kaybı dinlenme odasında ve daha sonra difüzörde oluşmaktadır. Difüzörlerde açılma açısı büyüdükçe basınç kayıpları artmaktadır. Aynı şekilde daralma konisinde de daralma açısı arttıkça basınç kayıpları artmaktadır. Gerçekleştirilen analiz sonuçlarına göre tüm rüzgar tüneli için toplam basınç kaybı en dar test odası boyutları sahip olan TS-2 için 581 Pascal, TS-1 için 495 Pascal ve TS-3 için 444 Pascal olarak elde edilmiştir. Sonuç olarak EDS Rüzgar Tünelinde kullanmak amacı ile üç farklı test odası boyutuna göre gerçekleştirlen tasarımlar akışkanlar dinamiği analizi yardımıyla incelenmiştir. EDS Rüzgar Tüneline ait 6 adet fan, dinlenme odası ve ilk daralma konisi olduğu gibi kullanılacaktır. İkinci daralma konisinin şekli akışkanlar dinamiği analizleri sonucunda test odası girişindeki akışın kalitesine göre karar verilmiştir. Fanlara ait teğetsel hızların yüksek olması akışın dinlenme odasında bir palpeteği ve iki adet ızgara kullanılmasına rağmen akışın düzeltilmesini zorlaştırmıştır. Tüm hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizlerinden elde edilen sonuçlara göre daralma oranının yüksek olduğu rüzgar tünellerinde test odası girişindeki akışın kalitesi daha iyi olarak elde edilmiştir ancak bu sefer de toplam basınç kayıpları artmaktadır. Bu yüzden optimum bir daralma oranı seçilerek, gereken sınırlar içerisinde kalınabilir. TS-1 ve TS-2 tasarımları iyi sonuçlar verdiğinden, EDS Rüzgar tünelinin yüksek hızlı rüzgar tüneline dönüştürülmesinde kullanılabilirler. Yeni tasarımlar oluşturulurken, EDS rüzgar tünelinin içerisine büyük köpük malzemelerden kesilen kalıplar yerleştirilebilir. Böylece arzu edildiğinde kolayca EDS Rüzgar Tünelinin eski geometrisine dönülebilinir. Oluşturulan rüzgar tünelindeki keskin köşelerin yuvarlanılması da türbülansın azalmasına yardımcı olacaktır. Bu tezde rüzgar tünelleri tasarlanmış ve kullanıma uygun olan geometrilen kararlaştırılmıştır. Gelecek çalışmalarda bu tasarımların hayata geçirilmesi ve gerçekleştirilebilecek testlerle de bu çalışmanın validasyonu yapılabilir., In this thesis, wind tunnel design and requirements are investigated in further and CFD simulations are carried out for different designs. EDS Atmospheric Boundary Layer Wind Tunnel is designed and constructed by EDS Engineers and it is currently being used in order to measure wind forces on buildings. The purpose of this thesis is adapt EDS Wind Tunnel into a wind tunnel with a higher velocity profile in the test section, using the fans and the current contraction design. Three different test section dimensions are considered and investigated with this thesis. First test section(TS-1) dimensions are decided as 1x2x2 meters. A second contraction is added right after the EDS Wind Tunnel’s contraction. Second contraction for TS-1 design is generated using basic splines with a CAD program. First simulations for TS-1 consisted of mesh independency study, turbulence model comparison and contraction shape comparison and desicion. Mesh independency study was carried out with a coarse mesh of 3.9 million cell count and a fine mesh of 5.3 million cell count and the results showed that 3.9 mesh was enough to get stable CFD results. Turbulence model comparison was carried out between the most appropriate two models; k-ε and k-ω models and results showed that two models gave very similar results and it is decided to use k-ε for further simulations because it is more appropriate for swirling flows. Three other contraction shapes (3rd order, 5th order and 7th order polynomial) investigations are added to simple spline design and all four contraction shapes are compared with eachother depending on the CFD simulation results. Selection criteria was the test section inlet flow quality; uniformity and angularity of the flow. Results showed that 7th order polynomial shaped contraction supplied the best flow quality but the flow quality was still not enough for a wind tunnel test section so it is decided to insert a second screen in the settling chamber. CFD simulations are carried out for the three test section designs TS-1(1x2x2 m), TS-2(0.75x2x2 m) and TS-3(1.5x2x2 m) designs without the diffuser section. Results showed that TS-2 design gave the best test section inlet flow quality results. TS-1 design test section inlet flow quality results were in the allowable range. TS-3 gave the worst results because of the low contraction ratio and were not appropriate for a wind tunnel. Full CFD simulations are also carried out for the three designs in order to compare pressure losses in the components of the each tunnel. Results showed that TS-3 design had the lowest pressure losses and TS-2 had the highest pressure losses. The narrower the test section dimensions got, the higher the pressure losses became. Good flow quality results at the test section inlet are achieved for TS-1 and TS-2 designs. It is also decided that blowing type wind tunnels are highly turbulent and settling chamber and contractions might not be enough to reduce turbulence levels., Yüksek Lisans, M.Sc.

Gerek Türkiye'de düşük sıcaklıklı atık ısı kaynaklarından enerji geri dönüşümü sağlayan sistemlerin çok az sayıda olması, gerek kurulu sistemlerin yurt dışı menşeili olması, bu alanda ulusal ar-ge çalışmalarının gerekliliğini göstermektedir. Bu nedenle, bu çalışma sonucunda ORÇ sistemlerinin araştırma ve geliştirme safhalarına katkı sağlayabilecek çıktılara ulaşılması hedeflenmiştir.Bu çalışmada, öncelikli olarak buharlı güç sistemleri ve bu sistemler için ideal çevrim olan Rankine çevrimine dair teorik bilgilere ulaşılmıştır. Rankine çevrim hesaplamalarında kullanılan denklemler derlenerek termodinamik çevrim tasarımı için alt yapı oluşturulmuştur. ORÇ güç sistemlerinin sınıflandırma yöntemleri incelenmiş,uygulama alanlarının anlaşılması için ısıl enerji kaynakları hakkında bilgi edinilmiştir.ORÇ teknolojisi ve sistemde kullanılan komponentlere dair çok ayrıntılı olmayan kısa bir araştırma gerçekleştirilmiştir. Bu araştırmada çevrim yapısının verimliliğe etkisi, çalışma akışkanı seçim kriterleri, ısı değiştiriciler ve döner ekipmanlar incelenmiştir.Genel ORÇ sistemleri literatür araştırmasında son olarak kurulu sistemlerin verilerine ulaşılmıştır. Türkiye'de kurulu sistemlerin verileri derlenerek tablo halinde sunulmuştur. Bu analiz sonucunda, ulusal ihtiyaç ortaya çıkmış ve çalışma hedefi pekiştirilmiştir. Literatür araştırmasının son kısmında ise çalışmanın asıl ilgi alanı olan, ORÇ sistemlerinde kullanılan genişleticiler incelenmiştir. Bu incelemede, küçük ORÇ sistemleri için çoğunlukla, basit yapıları ve düşük maliyetli olmalarından dolayı pozitif yer değiştirmeli genişleticilerin, daha yüksek güç kapasiteli ORÇ sistemlerinde ise turbo-genişleticilerin tercih edildiği gözlenmiştir. Kurulu ORÇ sistemlerinde kullanılan genişleticiler araştırılmıştır. 20 kW güç kapasitesine kadar pozitif yer değiştirmeli genişleticilerin tercih edildiği, 20 kW ile 110 kW arasında hem pozitif yer değiştirmeli (özellikle vidalı genişletici) hem de turbo-genişleticilerin tercih edildiği, 110 kW üstünde ise yalnızca turbo-genişleticilerin çözüm olarak sunulduğu sonucuna varılmıştır. Genişleticileri tanıyabilmek için, tüm çeşitlerin yapıları, çalışmaprensipleri, güç kapasiteleri, avantaj ve dezavantajları üzerine araştırma gerçekleştirilmiştir. Literatür araştırmasında elde edilen bilgiler ile sistem tasarım hedefleri oluşturulmuştur. İlk olarak sistem güç kapasitesinin 100 kW, ısıl veriminin ise en az %15 olması hedeflenmiştir. Kaynak sıcaklık aralığının 80-200 oC olmasının belirlenmesinin ardından, bu sıcaklık aralığında çalışabilecek akışkanlar araştırılmış,akışkan seçim kriterleri (kritik ve maksimum sıcaklık- basınç değerleri, özgül ısıları,moleküler ağırlıkları, güvenlik seviyeleri, ozon tabakasına zarar verme ve küresel ısınmaya katkı seviyeleri) göz önüne alınarak, verimliliği en yüksek olacak akışkanınR245fa olduğu sonucuna varılmıştır. Akışkan seçiminin ardından çevrim yapısı belirlenmiştir. Yoğuşturucu (kondenser) önündeki yüksek sıcaklığın düşürülerek soğutmada harcanan gücün azaltılmasının hem sistem verimini arttıracağı hem de sistem hacmini küçülteceği düşüncesi ile çevrimde ara ısı değiştirici kullanılmasına karar verilmiştir. Pompa verimliliği, sisteme uygun pompa seçimi gerçekleştirileceği varsayılarak, %70 olarak belirlenmiştir. Genişletici olarak, hedeflenen güç kapasitesine uygun ve düşük devir sayılarında verimli çalışabilen radyal çıkışlı türbin seçilmiştir. Seçilen türbinin veriminin en az %70 olması hedeflenmiştir. Son olarak,sistemde su soğutmalı kondenser kullanılması ve suyun sıcaklığı 28 oC alınarak tasarım yapılması kararı verilmiştir.Termodinamik çevrim tasarımı için gerekli girdi parametrelerinin (evaporatör basıncı,kondenser basıncı, türbin giriş sıcaklığı) belirlenmesi için çalışma akışkanı olarak seçilen R245fa'nın farklı çalışma koşullarındaki ısıl verimliliği analiz edilmiştir.Türbin giriş sıcaklığı, türbin verimini doğrudan etkilediği için, akışkanın çıkabildiğimaksimum değer olan 166,85 oC seçilmiştir. Bu değerde farklı basınçlarda yapılan analizler sonucu, en yüksek verimliliği veren ve kritik seviyeyi aşmayan evaporatör basınç değeri 31 bar olarak belirlenmiştir. Yoğuşma basıncı düştükçe yoğuşma sıcaklığı da düştüğü için ısıl kapasite ve dolayısıyla hacim azaldığından, kondenser basıncının olabildiğince düşük olmasına özen gösterilmiştir. Basınç belirlenirken, kondenser giriş sıcaklığının soğutma suyunun giriş sıcaklığının altına düşmemesine dikkat edilmiştir. Sonuç olarak kondenser basıncı 2 bar olarak belirlenmiştir.Çevrim tasarım hesapları, sanayi-üniversite işbirliği içerisinde gerçekleştirilen bir ORÇ sistemi tasarımı ve imalatı projesi kapsamında hazırlanmış olan bir bilgisayar kodu kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Termodinamik çevrim analizi sonucunda, 2,713 kg/s akışkan debisi ile %16,118 verimle 100 kW güç üreten bir sistem tasarlanmıştır.Tasarım çıktısı olarak, giriş çıkış istasyonlarındaki basınç, sıcaklık ve entalpi değerlerive komponentlerin (evaporatör, kondenser, reküperatör ve pompa) güç kapasiteleri belirlenmiştir.Genişletici olarak seçilen radyal çıkışlı türbin tasarımından önce bu tip türbinlerin geometrik yapısı incelenmiştir. Yapılan araştırma sonucunda, radyal çıkışlı türbin tasarımının, özellikle ORC türbinleri için geliştirilmiş olan zTurbo yazılımı ile gerçekleştirilmesine karar verilmiştir. zTurbo yazılımının yapısı incelenmiş, girdi parametreleri için tahmini değer aralıkları literatür araştırması ile belirlenmiştir. Ek olarak, tasarımda kullanılacak kayıp korelasyonu seçimi için literatürdeki çalışmalar incelenmiştir. Bu çalışmalarda, Craig&Cox korelasyonunun uç kayıplarını yeterince iyi tahmin edemediğini, Traupel korelasyonunun ise analiz değerlerinden daha yüksek ama Craig&Cox'a göre daha yakın tahmin edebildiği gözlenmiştir. Toplam kayıp tahmininde de Traupel'in analiz değerlerine daha yakın değerler sağladığıgözlenmiştir. Bu nedenle tasarımda Traupel kayıp korelasyonunun uygulanmasına karar verilmiştir. zTurbo yazılımı ile ön tasarım denemeleri gerçekleştirilmiştir. Farklı girdi verileri ve kayıp korelasyonları ile birçok deneme yapılmış, çıktı verilerinde öncelikle verim daha sonra geometri değerlerine dikkat edilmiştir. Hedef doğrultusunda gerçekleştirilen ön tasarım deneme çalışmalarında, farklı değerlerdeki girdilerin çıktılara etkisi ayrıntılarıyla incelenmiştir. Dört kademeli türbin tasarım denemelerinde, kademelerin farklı genişleme oranlarına sahip olmalarındın performansı arttırdığı özlenmiştir. Kademelerin reaksiyon dereceleri 0,5 civarında tutulmuştur. Türbin devir hızı en iyi verimi sağlayacak şekilde gerçekleştirilen tasarım denemeleri sonucu belirlenmiştir. Kanat uç açıklıkları ve firar kenarı kalınlığı için, mekanik titreşim ve imal edilebilirlik kriterleri göz önüne alınarak minumum değerler seçilmiştir. Stator rotor arası mesafe küçük seçilirken, iki kademe arası mesafe bu değerin yaklaşık iki katı seçilmiştir. Akışkan yoğunluğunun azalması nedeniyle, hızın süpersonik hızlara çıkmaması için akış alanının artması, dolayısıyla kanat yüksekliğinin artması beklenir. Bu nedenle ilk kademe yüksekliği ve çapı tasarım denemeleri sonucunda belirlenmiştir. Veter uzunlukları, ilk kademe hariç, imalat kolaylığı açısından eşit seçilmiştir. Tasarım denemelerinde dikkat edilen bir diğer hususta kanat geometri açılarıdır. Hız üçgenlerindeki açıları kontrol altında tutabilmek için kanat geometri açılarının giderek artan bir profilde olması sağlanmıştır. Tasarım sonuçları (giriş-çıkış çapları ve açıları, kamburluk hattı uzunluğu) ile üç kontrol noktası belirlenmiş ve bu noktalar kullanarak NURBS eğrisi ile kamburluk hatları oluşturulmuştur. Tasarım denemeleri sonucu oluşturulan kamburluk hatları akış pasajı ve dinamiği düşünülerek yorumlanmış ve tatmin edici geometrinin kanat tasarımının yapılması karar alınmıştır. Kanat geometrisinin oluşturmada NACA A3K7 kanat profili kullanılmıştır. Belirlenen kamburluk hattı üzerinde kalınlık verilecek noktalar belirlenmiş, imal edilebilirlik unsuru ve iki kanat arası uzaklık göz önüne alınarak kalınlık oranları belirlenmiştir. Gerek görülen kademelerde kademe sayıları revize edilmiştir. Tasarım denemeleri sonucunda, %79.5 verim ile 122.77 kW mekanik enerji üreten bir radyal çıkışlı türbin ön tasraımı gerçekleştirilmiştir. Atmospheric greenhouse gas is increasing day by day with the increase of world population and consumption. Energy consumption has the largest share in greenhouse gas emissions released to the atmosphere. According to the energy consumption data,the energy consumption in the industrial area is in the first place. In recent years, some efficiency enhancing components and processes have been incorporated into the operating process in order to reduce industrial energy consumption, but the waste heat released to the atmosphere can not be avoided. Inevitable waste heat losses can be utilised with energy conversion technologies. With the ORC (Organic Rankine Cycle)systems, one of the heat recycling technologies, energy efficiency can be increased by turning wasted heat energy into electric energy.Thanks to the organic fluids used in ORC systems, low volume and low cost systems enable energy recycling even at low temperatures. In addition, ORC systems arereliable, environmentally friendly and easy to maintain. These advantages make ORC systems one of the best solutions for energy recycling of industrial waste heat. In order to reduce energy consumption, it is necessary to increase the environmentally friendly energy recycling systems in the industrial area.The fact that there are very few systems that provide energy recycling from low temperature waste heat sources in Turkey and the fact that the installed systems are of foreign origin, this field shows the necessity of national research and development. For this reason, it is aimed to reach the output which can contribute to the research and development phases of the ORC systems as a result of this study.In this work, the theoretical knowledge about the steam power systems and Rankine cycle, which is the ideal cycle for these systems, is reached firstly. Equations used in Rankine cycle calculations were compiled and infrastructure for thermodynamic cycledesign was established. Classification methods of ORC power systems have been examined and information about thermal energy sources has been obtained for understanding application areas. A brief, non-exhaustive survey of ORC technology and the components used in the system has been carried out. In this research, efficiency of cycle structure, working fluid selection criteria, heat exchangers and rotary equipments are examined. In the literature review of the general ORC systems, the data of the installed systems are finally obtained. The data of the systems established in Turkey are compiled and presented in tabular form. As a result of this analysis, the national need is exposed and the working goal is reinforced. In the last part of the literature review, expanders used in ORC systems, which is the main interest of the study, have been examined. It has been observed in this review that positive displacement expanders are often preferred for small ORC systems because of their simplicity and low cost, while turboexpanders are preferred over higher power ORC systems. Expanders used in the installed ORC systems have been researched and following results are observed:- Positive displacement expanders are preferred below 20 kW power capacity,- Both positive displacement (especially screw extender) and turbo expanders arebeing preferred between 20 kW and 110 kW ,- While turbo expanders are only available as solutions above 110 kW.In order to have a better understanding of the expanders, research has been carried outon the construction of all varieties, working principles, power capacities, advantagesand disadvantages. System design goals were established with the information obtained in the literature survey. Firstly, it is aimed that the system power capacity is 100 kW and the thermal efficiency is at least 15%. After determining the source temperature range to be 80-200 oC, the fluids that can work in this temperature range were investigated and the fluid selection criteria (critical and maximum temperaturepressure values, specific heat, molecular weights, safety levels, ozone depletion and global warming levels) , Resulting in the highest efficiency fluid being R245fa. After the fluid selection, the cycle structure was determined. By decreasing the high temperature in front of the condenser the power consumed in cooling is reduced. This increase the efficiency of the system and decrease the system volume. That is why the use of a recuperator is decided. Pump efficiency was set at 70%, assuming that the pump selection would be made appropriate for the system. As an expander, a radialoutflow turbine suitable for the targeted power capacity and capable of working efficiently at low speeds has been chosen. It is targeted that the efficiency of the selected turbine is at least 70%. Finally, it was decided to design the system by using water-cooled condenser with water temperature 28 oC.The thermal efficiency of R245fa, selected as the working fluid for the determination of the input parameters (evaporator pressure, condenser pressure, turbine inlet temperature) required for thermodynamic cycle design, was analyzed. Since the turbine inlet temperature directly affects the turbine efficiency, the maximum value 166,85 oC that the fluid can reach is selected. Analyzes made at different pressures at this value yielded the highest efficiency and the evaporator pressure value not exceeding the critical level was set at 31 bar. Care has been taken to ensure that the condenser pressure is as low as possible since the thermal capacity and therefore the volume is reduced as the condensation pressure drops as the condensation temperature also drops. When the pressure is determined, it is noted that the condenser inlet temperature does not fall below the inlet temperature of the coolant. As a result, the condenser pressure was set at 2 bar. The cycle design calculations were carried out using a computer code prepared within the scope of an ORC system design and manufacturing project carried out in university and industry collaboration. As a result of the thermodynamic cycle analysis, a system that produces 100 kW power with an efficiency of 16,118% was designed with 2,713 kg / s fluid flow. As a design output, the power capacities of the components of the pressure, temperature and enthalpy in the inlet and outlet stations (evaporator, condenser, recuperator and pump) are determined. Before the design of radial outflow tubine, the geometric structure of such turbines have been investigated. As a result of the research, it was decided to implement the radial outflow turbine design with zTurbo software especially developed fr ORC turbines. The structure of the zTurbo software is examined and the estimated value ranges for the input parameters are determined by literature search. In addition, studies in the literature have been examined to select the loss correlation to be used in design. In these studies, it was observed that Craig & Cox correlations can not predict the tip losses sufficiently, Traupel correlation is higher than the analytical values but still Treupel estimates yield more closely to the analysis than Craig & Cox correlation. It is also observed that Traupel provides values closer to the analysis values related to the total loss estimates.For this reason, it was decided to apply Traupel loss correlation in the design. Preliminary design experiments were carried out with zTurbo software. Severalexperiments have been made with different input data and loss correlations. In the preliminary design trial studies carried out for target design, the output effects of theinputs in different values are examined in detail. In four-stage turbine design experiments, it has been observed that the stages have increased performance due totheir different expansion rates. The reaction degree of the stages are kept around 0.5.Turbine rotation speed has been determined as the end result of the design experimentscarried out to provide the best efficiency. For blade clearences and trailing edge thickness, the minumum values were chosen taking into account mechanical vibration and manufacturability criteria. While the distance between the stator and rotor is small, the distance between the two stages is chosen to be about twice this value. Due to the decrease in fluid density, the flow area is expected to increase so that the speed does not rise to supersonic speeds, and therefore the height of the blades are expected to increase. For this reason, the first stage height and diameter were determined as a resultof design experiments. Chord lengths were chosen equally in terms of ease of manufacture, with the exception of the first stage. Another important consideration in design experiments is the angles of the blade geometry. In order to keep the angles in the velocity triangles under control, it is ensured that the angles of the blade geometry consecutively increase. Three control points were determined by design results inputoutput diameters and angles, camber line length), and by using these points, lines of curvature were formed by NURBS curves. While desigining the camberline, flow path and flow dynamics have been taken into consideration, as a result, it has been decided to design the wing of the satisfactory geometry. The NACA A3K7 blade profile was used to construct the geometry. Thickness points were determined on the camber line and tangentially extruded to form the thickness taken into account the manufacturability and the distance ratios were determined considering the manufacturability factor and the distance between consecutive blades. Whenconsidered necessary, the required number of stages have been revised. As a result of the design studies, preliminary design of a radial output turbine which produced 122.77 kW mechanical energy with an efficiency of 79.5% was carried out. 91

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) yöntemi, akademik ve endüstriyel çalışmalarda akışkan hareketinin incelenmesinde kullanılan önemli bir araç haline gelmiştir. HAD deneysel yöntemlere kıyasla maliyet ve süre açısından daha avantajlı bir yöntemdir. Karmaşık ve yüksek Reynolds sayılı akışların simülasyonu henüz donanımsal yetersizlikler yüzünden her zaman mümkün olmasada, güvenilir sonuçların alınabilmesi için bir çok akademik ve endüstriyel çalışma yapılmaktadır. HAD analizlerinde kullanılan sayısal yöntemler sonuçların doğruluğunu ve simülasyon süresini etkiler. Örneğin düşük mertebeli şemalar ile yüksek doğruluk elde edebilmek için çok yoğun grid yapısına ihtiyaç vardır. Bu durum da büyük miktarda hafızaya ihtiyaç duyulması ve hesaplamanın uzun sürmesi gibi olumsuzluklara neden olmaktadır. Bu sorunun çözümü için, daha az yoğun grid yapısıyla, düşük mertebeli şemalara kıyasla, daha güvenilir sonuçlar verebilen yüksek mertebe şemalar sıkça kullanılmaktadır. Spektral yöntemler standart sonlu farklar yöntemine kıyasla daha güvenilir sonuçlar vermektedir, ancak spektral şemaların hesaplama maliyeti çok yüksektir. Kompakt şemalar, spektral şemalara benzer çözüm yeteneğine sahiptir ve daha basit bir yapıdadır. Kompakt sonlu farklar şemaları, aynı doğruluk mertebesinde standart sonlu farklar yöntemine kıyasla daha iyi sonuç verir ve daha düşük sayıda düğüm noktası kullanırlar. Bu çalışma kapsamında, konumsal ayrıklaştırmalar için altıncı mertebe kompakt sonlu farklar şeması kullanılarak, çeşitli sıkıştırılamaz akış tiplerinin HAD analizleri yapılmıştır. Simülasyonu gerçekleştirilen test akışları; ince levha üzerindeki akış, üst duvarı hareketli kavite içerisindeki akış ve dairesel silindir etrafındaki akıştır. Mesh oluşturma işlemi HAD simülasyonlarının önemli ve zaman alıcı bir bölümüdür. Gömülü sınır yöntemi son zamanlarda oldukça tercih edilen bir mesh oluşturma yöntemidir ve yapı üzerine giydirilen gridlerin aksine oldukça kolay hazırlanmaktadır. Gömülü sınır yöntemi ile oluşturulan hesaplama ağının cismi sarması gerekmez. Akış içerisindeki duvar sınır şartları, çözüm algoritmasının değiştirilmesiyle elde edilir. Bu yöntemde kartezyen grid gibi çok basit bir hesaplama ağı oluşturulduktan sonra, cismin varlığı çözüm aşamasında yönetici denklemlerin modifikasyonlarıyla belirtilmektedir. Yapılandırılmış ya da yapılandırılmamış cisim üzerine giydirilen hesaplama ağlarına kıyasla, gömülü sınırlar yöntemi düşük hafızaya ihtiyaç duyar ve oluşturulması çok basittir. Bu tez çalışmasında incelenen akış analizlerindeki katı sınırlar gömülü sınır yöntemi kullanılarak belirtilmiştir. Bu çalışmadaki hesaplamalar görüntü işleme birimi (GPU) üzerinde gerçekleştirilmiştir. Yüksek paralel hesaplama gücü sayesinde görüntü işleme birimleri son zamanlarda video ve oyun alanları dışında hesaplamalı yöntemlerde de kullanılmaya başlanmıştır. Bu çalışmadaki hesaplamalarda kullanılan GPU, NVIDIA tarafından bilimsel hesaplamalarda kullanılmak üzere üretilmiş Tesla C1060'dır. Bu GPU‟da herbiri 8 skalar işlemci içeren 30 adet çoklu-işlemci bulunmaktadır. Üzerinde bulunan işlemcilerin çalışma frekansları 1.3 GHz‟dir ve 102 GB/s veri taşıma hızında 4 GB boyutunda GDDR3 hafızaya sahiptir. Analizler için hazırlanmış kodlar, grafik işleme birimlerinin programlanması için geliştirilen CUDA (Compute Unified Device Architecture) ortamı kullanılarak, C tabanlı bir programlama dili ile oluşturulmuştur. Sonuç olarak, bu tez çalışması kapsamında üç sıkıştırılamaz akış testi (ince levha üzerindeki akış, üst duvarı hareketli kavite içerisindeki akış ve dairesel silindir etrafındaki akış) gömülü sınır metodu ve altıncı mertebe kompakt sonlu farklar şeması kullanılarak incelenmiştir. Yapılan analizlerdeki işlemler grafik işleme birimi üzerinde gerçekleştirilmiştir. Ince levha üzerindeki akış analizinden elde edilen sonuçlar Blasius sınır tabaka teoremi sonuçlarıyla kıyaslanmıştır. Kavite içi akış ve dairesel silindir etrafındaki akış analizleri sonuçları, açık literatürde bulunmuş benzer testlerin sonuçlarıyla kıyaslanmıştır. Bu çalışmada, teorik ve referans verilerle uyumlu sonuçlar elde edilmiştir., Computational Fluid Dynamics (CFD) has become a major tool for simulating the fluid flow in various areas. It is a cost and time effective way compared to experimental methods. Even though it is not always possible to obtain realistic solutions concerning complex high Reynolds number flows due to the hardware problems, numerous researches have been dedicated to find ways to overcome this shortness. Numerical methods that are used to perform CFD analyses define the accuracy and duration of simulations. For instance, in order to get accurate results with low order numerical methods, very high grid resolution is required and high grid resolution yields to long computation periods with high memory usage. To overcome this drawback higher order schemes are used commonly to get reliable solutions with coarser grids. Spectral methods are more reliably than standart finite difference methods but the computational cost of these schemes are very high. Compact higher order finite difference schemes have spectral like resolution ability but simpler structure. Compared to the standart finite difference schemes, compact schemes use smaller stencil and give better resolution with the same order of accuracy. In this study a sixth order compact scheme is used to obtain results of several incompressible flow test cases; flow over a flat plate, lid driven cavity flow and flow around a circular cylinder. Mesh generation is another time consuming part of CFD simulations. As an alternative to the body-fitted meshes, immersed boundary method (IBM) which is a very efficient and straightforward way to generate grid has been used widely. With IBM one does not need to generate mesh that conforms the body, but change the algorithm of the solution to impose the boundaries. In this method a simple mesh such as cartesian mesh is generated without the body and then in the solution step the presence of the body is introduced by the modifications of the governing equations. Compared to body-fitted structured or unstructured grids, in IBM less memory is required and grid generation is very easy. An IB method is applied in the test cases of this thesis study to represent solid boundaries. Another achievement of this study is that it uses a graphics processing unit (GPU) as a computational platform. General purpose computing on GPUs has recently become a very efficient way compared to central processing unit (CPU) in computational sciences. The computations of the present study are performed on one of NVIDIA's scientific computing GPUs Tesla C1060 which has 30 streaming multi-processors, each containing 8 scalar processors clocked at 1.3 GHz with a bandwith of 102 GB/s to 4 GB GDDR3 global memory. NVIDIA‟s Compute Unified Device Architecture (CUDA) toolkit which is a complete software development solution for programming CUDA-enabled GPUs is utilized as the code design medium. In conclusion, three test cases, flow over a flat plate, lid driven cavity flow and flow around a circular cylinder, are solved using immersed boundary method and sixth order compact finite difference scheme on a GPU. Results obtained from flow over a flat plate test case are compared to Blasius boundary layer theorem solutions. Lid driven cavity flow and flow around a circular cylinder results are compared to the ones found on literature. All results obtained in this study are in very good agreement with theoritical and reference results., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Ejektörler, vakum oluşturmaya yarayan sistemler olarak 20'nci yüzyıl başlarında mühendislik tasarım parametreleri ortaya konularak tasarlanmaya başlanmıştır. Ejektörler, içerisine gönderilen hava veya sıvının hızını arttırarak basıncını azaltır ve çevrelerindeki havaya veya sıvıya vakum etkisi oluşturarak çalışırlar. Literatürde farklı şekillerde ve faklı kullanımlar için çeşitli ejektörlerin mevcut olduğunu görmek mümkündür. Genel olarak ejektörler, buharlı jet soğutma sistemleri, kimyasallar küçük kazanlara enjekte etmek, tohumların işlenmesi, termik santrallerde külün uzaklaştırılması, inşaat endüstrisinde de su ve beton karışımının pompalanması gibi alanlarda kullanılmaktadır. Bugüne kadar ejektölerin kullanıldığı farklı alanlar ve ses üstü akışlar için kullanılabilecek ejektörler incelenmiş, tasarım parametleri ortaya konularak yüksek irtifalı roket testlerinde kullanılabilecek bir ejektör tasarlanmaya çalışılmıştır. Çalışmanın temel amacı, tasarım parametlerinin ortaya konularak yüksek irtifalı roket testlerinde kullanılabilecek bir ejektör tasarlanmasıdır. Bu bağlamda, bugüne kadar ejektörlerin kullanıldığı farklı alanlar ve ses üstü akışlar için kullanılabilecek ejektörler çalışmaya yön verebilmek için incelenmiştir. Yapılan tasarım, son aşamada, akış analizine tabi tutulmuş ve sonuçları ortaya çıkartılmıştır., Steam ejectors are mostly used in variable applications such as propulsion, refrigeration, evacuation and aerospace. Ejectors are systems which are using to create vacuum. At the beginning of 20 th centuries, these systems are started to using by formulation of engineering design parameters. Steam ejectors are widely used in industrial and commercial applications. All in all, in this study, an ejector design is realized and this design evaluated in terms of aerodynamic properties. Any resistance analysis has not been carried in this design. During the designing of the ejector for high altitude rocket tests, some design models and parameters from technical litterateurs are considered. As a result, the main aim of this research is to design an ejector for high altitude rocket tests by determining the design parameters. Consequently, different usage areas of ejectors and ejectors for supersonic speed flows are investigated and reviewed to lead the project. After the completeness of design, flow analysis are carried on and results are evaluated., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2014, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2014, Fanlar endüstride ve ticari hayatta birçok uygulamalarda kullanılmaktadır. Havalandırma sistemlerinden rüzgar tünellerine ve uçak motorlarına kadar birçok alanda birçok uygulaması mevcuttur. Yaygın olarak kullanılan iki farklı çeşidi bulunmaktadır. Bunlar; eksenel ve radyal fanlardır. Radyal akışlı fanlar, akışkanı dönme eksenine dik şekilde atarlarken, eksenel akışlı fanlar ise dönme eksenine paralel akış oluşturmaktadırlar. Çalıştıkları ortamda basınç farkı oluşturmaktadırlar. Bu çalışma kapsamında eksenel akışlı fan tasarımı ele alınmıştır. Eksenel akışlı fanların da kendi içerisinde çeşitleri bulunmaktadır. Ancak, gerçekleştirilecek eksenel akışlı fan kovan tipli olacaktır. Tasarımın uygunluğu olarak rüzgar tünelinde kullanılabilir aerodinamiğe, yeterli debi ve verim sahip olması amaçlanmıştır. Benzer şekilde belirli bir seviye gücün altında çalıştırılabilir olması da tasarım amaçları arasında yer almaktadır. Tasarım, ihtiyaç duyulan asgari 15 m3/s hacimsel debiyi üretecek şekilde, uygun sayıda ve uygun aerodinamik yapıda pallere sahip olacak şekilde gerçekleştirilmiştir. Tasarımda ilk adım olarak var olan bilgiler ve isterler ile birlikte, temel analitik aerodinamik denklemlerin uygulanmasıyla bir boyutlu olarak nitelendirilebilecek sonuçlar oluşturulmuştur. Elde edilen sonuçlar ile, literatürde var olan parametrelerin uygunluğu ve makul değerlerde olması kontrol edilerek tasarım ilerlemesi sağlanmıştır. Sonuçların uygunluğu doğrultusunda, iki boyutta tek boyutlu sonuçlar irdelenerek, tasarım bir sonraki aşamaya taşınmıştır. Bu aşamada, akışkan hareketini yöneten denklemlerin çözümüne olanak sağlayan hesaplamalı akışkanlar dinamiği methodundan faydalanılmıştır. Çözüm için gerekli kontrol hacimleri kaba ve nitelikli ağ örgüsü şeklinde oluşturularak analizler gerçekleştirilmiştir. İki boyutta hızlı çözümler elde edilerek tasarım hakkında fikir sahibi olunmuş, profilin etkisi incelenmiş ve bir boyutlu sonuçlar elde edilmeye çalışılmıştır. Bu işlem fan palinin radyal doğrultusunda üç farklı noktada gerçekleştirilerek incelenmiştir. Palin kökünde, ucunda ve çevresel olarak alan ortalamalı olacak şekilde %50 sine denk gelen profil esas alınarak araştırmalar gerçekleştirilmiştir. Nihai etkileri ve sonuçları anlamak için son aşama olarak gösterilebilecek üç boyutlu analiz uygulaması yapılmıştır. Bu uygulama çözüm süresi açısından uzun süreç oluşturduğu için tasarım adımında son sırada yer almaktadır. Üç boyutlu hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizi uygulanarak, gerçeğe daha yakın bir model simulasyonu oluşturulmuş ve üç boyutta etkileri inceleme olanağı sağlanmıştır. Tasarım sırasında aerodinamik analitik denklemlerinin çözümünde hızlı sonuç alınması ve çok fazla iterasyona olanak sağlayan turbomakina yazılımı kullanılmıştır. Akışkan hareketini yöneten denklemlerin çözümünde kullanılan sonlu hacimler programı için gerekli ağ örgüsünün de hızlı bir şekilde kullanımı için turbomakina yazılımından faylanılmış ve zaman olarak çalışmaya önemli ölçüde katkısı olmuştur., The term fan is used for machines imparting only a small increase in pressure to a flowing gas. Fans are widely used in industrial and commercial applications. From shop ventilation to material handling to boiler and computer applications, fans are critical for process support and human health. The purpose of a fan is to raise the pressure of a gas flow and to deliver a given mass or volume flow rate. The first of the requirements thus classes fans as diffusing machines whose aim is to convert fluid kinetic energy into pressure. There are two primary types of fans: axial and centrifugal. An axial flow fan moves air or gas parallel to the axis of rotation. By comparison, a centrifugal or radial flow fan moves air perpendicular to the axis of rotation. Axial flow fans, while incapable of developing high pressures, they are well suitable for handling large volumes of air at relatively low pressures. Axial flow fans are better suited for low-resistance, high-flow applications, whereas centrifugal flow fans apply to high-pressure resistance, low-flow conditions. Axial fans can have widely varied operating characteristics depending on blade width and shape, number of blades and tip speed. Axial fans are used for creating a pressure difference. This difference creates a reduction of flow rate of fan so the similar reduction can be seen in the power of fan. This study will try to design a new axial flow fan design. Based on to the study, a new axial flow fan will be designed. What is more, there are different types of axial flow fans. These axial fans are; propeller fans, tubeaxial fans, vaneaxial fans and 2-stage axial flow fans. However, tubeaxial fan will be discussed and designed in this study. The tubeaxial fan is a propeller fan mounted in a cylindrical tube or duct and is often called a duct fan. Since, the design will have a purpose for the wind tunnel, it will have some special requirements. Fan will have been adequate aerodynamic characteristics when the design finished. It will have enough aerodynamic blade shapes to get best efficiency and volumetric flow. It is only comprised by the rotor. Moreover, it needs a shaftpower to supply sufficient volumetric flow but the power will not exceed a certain number. Since, there is a restriction for the power and it has an upper limit, 10kw for the power. While doing this project’s aim, some methods will be applied to the study during the analysis. Solving such a problem can be complex and too long but there is enough time to deal with it. The work packages start with researching about the subject which can be named as literature review. The literature knowledge is very important such these studies. The design parameters, dimensions, efficiencies can be defined with searching the similar articles, studies. The first step of the design is using the basic aerodynamic relationships. The requirements and the initial parameters are known. If analytical equations solved using with these parameters, it will give an initial idea about the design. This step is called meanline design. Meanline design results give the dimensions of the blades, angles of the blades and inlet and exit parameters. Therefore, the results obtained from the meanline design have to be checked for reasonable values. The design moves to the next stage so the next step comes up with two dimensional analysis. At this stage, the governing equations of fluid motion (Reynolds averaged Navier-Stokes equations) solution that enables computational fluid dynamics method is utilized. The computational fluid dynamics investigate the flow field, volumetric flow rate and chemical reactions. The method solves the mathematical equations and gives an idea of the flow. In this study, CFD will be used to calculate the performance of an axial flow fan. A logical control volume is necessary for the solution of fluid motion. That’s why coarse and fine mesh is created. However, this section takes too much time because it is repeated several times and this is the reason why two dimensional analysis is used for this step. Quick solutions in two dimensions have been obtained and the results give an idea about the design and the impact of the profile. This step is called blade to blade computational fluid dynamic analysis. The object of a blade to blade method is to calculate the blade surface velocity distribution and the outlet angle for a given three dimensional cascade. The interaction between the airfoils and the fluid s motion can be understand using this method. The specification of the blades for an axial flow fan is at the important place of fan design. Blade to blade flow determines the airfoil shape, volumetric flow, exit static pressure etc. For the blade to blade surface at a particular spanwise position the local blade shape does not fix the outlet flow direction or pressure rise. These are determined by the whole blade and not just the spanwise section being considered. There is wide agreement on the general equations of continuity, momentum, energy, etc., governing the flow and the methods differ in the numerical techniques used for solving the equations and applying the boundary conditions. In this study, blade to blade analysis of the fan blade profiles apply three different points in the radial direction. The three airfoils are investigated for the fan performance. These two points are located in the root and tip of the blade. The third point is the mid point but not in the mid point of the radial direction. It is located in circumferentially %50 area averaged point. This is a case formed of the turbomachinery software. When the results of the balde to blade analysis does not match with the requirements, the design has some modifications like blade inlet and exit angles or etc. These modifications are done to get the requirements of the study, such as mass flow or the efficiency. All of the modifications are called optimization of the design. This is done for the most of the designs in turbomachinery system but fans are not too complicated systems according to the compressors or turbines. That’s why it can need less modifications compare to them and this is back to the project as the gain of time. To understand the ultimate impact and results can be dispalyed as the final step is applied to three dimensional analysis. This application takes long time to design a new axial fan so this design step takes place in the last rank of the process. Three dimensional computational fluid dynamics analysis, applying a model closer to a real simulation. In three dimensional analysis, it has been created and provided the opportunity to review the impact more realistic. Three dimensional CFD analysis can determine the losses mostly because of the boundary layer effect, incidence losses, airfoil losses etc. All of these parameters effect the efficiency of the fan. Therefore, it can give closer efficiency to real performance of the fan. All in all, meanline design is the one dimensional analytical solution. It gives exactly the results which must have requirements at the end of the design. One dimensional analysis is just the beginning point of the design. Then, two dimensional analysis, blade to blade analysis shows the airfoil effect. When such a project is decided to design, throughflow and blade to blade CFD analysis apply to the project. Nevertheless, the throughflow analysis does not need to do for this study and this is the reason of throughflow analysis that this project does not include the throughflow. As a result, the design continues with the three dimesional CFD to be sure that it supplies the volumetric flow rate. When the design finished, the study does not encompass any test chance. Thus, the reliable results are depend on the CFD results, especially three dimensional analysis. As a consequence, this study shows a new axial flow fan design steps and the interactions of the results. The steps are done with a turbomachinery software to get quick results and there are too many softwares doing the same job. Especially, the companies which are related with turbomachinery or aircraft engine develop their own softwares. This project was done by one of them., Yüksek Lisans, M.Sc.

Günümüzün anahtar teknolojilerinden olan uydu teknolojisi, büyük bir hızla gelişmekte ve yeni uygulama alanları bulmaktadır. Büyük uyduların üretim sürecindeki zorluklar ve yüksek maliyetleri nedeniyle uzay görevlerinde küçük uyduların kullanımı giderek yaygınlaşmış ve küçük boyutlu uydular geniş bir kullanım alanı elde etmiştir. Uydu teknolojilerinin bu yöndeki ilerleyişi belirli standartlar çerçevesinde geliştirilmiş, olabildiğince kompakt ve modüler uydu yapılarının geliştirilmesine duyulan ihtiyacı arttırmıştır. Bu ihtiyacı karşılamak üzere, uydunun ana donanımlarını ve faydalı yükü taşımak ve alt sistemlerin bütünlüğünü sağlamak ile görevli olan uydu yapıları konusunda, düşük kütle ve yüksek dayanım kriterleri çerçevesinde Ar-Ge çalışmaları büyük önem taşımaktadır.Bu tez çalışmasında, TURKSAT 3USAT projesi yapı-mekanizmalar alt grubu olarak gerçekleştirilmiş olan çalışmalar ortaya konmaktadır. TURKSAT 3USAT projesi kapsamında üretilecek uydunun modellenip tasarlanma sürecine ve tasarım sonucu elde edilen yapının, yapısal tasarım analizleri ve testlerine değinilecektir. Bunun yanında, uydu yapısının hazır alınması durumunda, gerekli olacak analizlerin fırlatma araçları kriterleri kapsamında yapılma aşamaları ve sonuçları anlatılacak ve bu sonuçların test sonuçları ile kıyaslanması yapılacaktır.TURKSAT 3USAT projesindeki ana amaç, transponder vasıtasıyla uydu üzerinden amatör bandda sesli iletişim sağlamaktır. Ana amacın yanı sıra, ikincil amaç olarak özgün olarak tasarlanıp üretilmesi planlananan uydu alt sistemlerinin Türk Uzay Sanayisi?ne kazandırılması planlanmaktadır. Bu kapsamda küp uydu iskeleti ve anten mekanizması alt sistem ihtiyaçlarına göre kontrol edilecektir. TURKSAT 3USAT projesi kapsamında üretilecek uydunun, küp uydu programının gerektirdiği tasarım kriterlerinin belirtildiği Cubesat Revision 12 standartlarına uyması gerekmektedir. TURKSAT 3USAT uydusunun tasarımı, bu tasarım kriterleri göz önünde bulundurularak yapılmaktadır. Hazır kartların ve alt sistemlerin kullanılmasından dolayı, özgün tasarımımızın ISIS ve Pumpkin yapılarına benzer özelliklere sahip olması gerekmektedir. Çalışmada iki yapının birbirlerine göre avantajları ve dezavantajlarına da değinilecektir. Alt sistemlere erişim kolaylığı, kartları yatay dikey sıralayabilme özelliği ve birer birimlik olarak sökülebilmesi, özgün tasarımımızda olması gereken özellikler olarak uygun bulunmuşlardır. Tasarım kriterleri olarak, minimum kütle, kolay erişilebilirlik, asgari bağlama elemanı ve tüm modelin sökülmeden kendine özgü birer ünite halinde ayrılabilmesi hedeflenmiştir. Özgün tasarımımız için diğer bir hedef de, özgün tasarım kütlesinin ISIS veya Pumpkin uydularının kütlesinden daha fazla olmaması, mümkünse daha hafif olmasıdır.Buna göre, temel olarak tasarım iki adet ana panel, iki adet yan panel, toplam olarak iki adet alt ve üst kapak, on iki adet bağlantı elemanı ve on iki çubuk olmak üzere toplam beş farklı parça tipinden oluşmaktadır. Prototip tamamen ayrılabildiği gibi, üç ünite halinde de ayrılabilmektedir. Uydu yapısının fırlatma ve görev süresince başarılı olacağının sınanması için geçmesi gerekli görülen analizlere ayrıntılı bir şekilde değinilecektir. Uydunun tasarım sürecinde uygulanması gerekli görülen analizler statik analiz, doğal frekans ve modal analiz, frekansa bağli statik yükleme analizi, rastgele titreşim analizi ve harmonik titreşim analizidir. Tasarım sürecinin bir diğer önemli aşaması da mühendislik yazılımları ile tasarımın, fırlatma aracından kaynaklı yüklere ve titreşimlere dayanıp dayanamayacağını belirlemektir. Bu aşamada, fırlatma sağlayıcısından alınan bilgilere ve verilere göre gerçekleştirilecek analizler açıklanacaktır. Bu analizler tercih edilmesi muhtemel fırlatma sistemlerine göre ayrı ayrı gerçekleştirilmiş ve sonuçların karşılaştırılması yapılmıştır. Today's significant technology area, satellite technology, is developing at a great pace and finds new areas of application. Difficulties in the production process of large satellites and high costs cause small satellites to have become increasingly widespread in space missions and has gained a wide field of application. Satellite technology has developed in this direction gives rise to demand of satellite structure developed within the framework of certain standards of progress, as well as being compact and modular. To meet this requirement, R&D studies on structures tasked with carrying the main hardware and payload and ensuring the integrity of satellite subsystems in the frame of low-mass and high strength criteria have utmost importance.In this study, studies that have accomplished by Structure and Mechanisms sub-group working in the frame of TURKSAT 3USAT project are explained. Within the scope of the project, modeling and designing processes of the satellite structure, structural design analysis of the satellite will be discussed. In the case of using of-the-shell satellite structure, the structural analysis of the satellite for launch under the criteria of the launch vehicle, their results will be explained and comparison of these results with the results of the test will be made.The main purpose of the project TURKSAT 3USAT, to provide voice communications in the amateur band by means of transponder on the satellite. The secondary purpose is production of the domestic satellite sub-systems designed on Turkish laboratories and planned to acquire this technology to Turkish aerospace industry. In this context, the skeleton of the cube satellite and antenna mechanism will be controlled according to sub-system requirements.The satellite produced by 3U satellite TURKSAT project is must obey to the standards required by the design criteria specified Cubesat Revision 12. TURKSAT 3USAT satellite design must be taken into consideration. Because of using of the off-the-shell cards and the sub-systems, the structure design must has the similar properties with ISIS and Pumpkin structures have. According to the study, the advantages and disadvantages of both of them will be discussed. Ease of access to sub-systems, horizontal and vertical placing feature of cards, and removable unit structures properties are determined as appropriate specifications of design. The minimum mass design criteria, easy accessibility, the minimum number of connecting member (fasteners) and dismantling the entire model as separated units are targeted as desıgn criteria. Another objective is to determine to mass as a value that is not more than ISIS or Pumpkin?s mass values, if possible, is much lighter.Accordingly, the design consists of totally five different component types consist of two main panel, two side panels, one upper and one lower cap, twelve fastener components and twelve coupler rods. The prototype can be separated completely, as well as, can be separated as three cube units.Tests determined so as to examine to success of Satellite during launch and mission will be discussed in detail. Application of analysis required to the design process of structure are detected as static analysis, natural frequency and modal analysis, frequency analysis depending on the static loading, random vibration analysis, harmonic vibrational analysis. Another important phase of the design process is to examining whether the design of structure and engineering software withstand loadings and vibrations caused from the launch vehicle or not. In this phase analysis information supplied from launch vehicle will be described analysis performed by information and data from the launch provider. This analysis carried out separately and the results were compared according to the launch systems. 118

Tez (Doktora) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2013, Thesis (PhD) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2013, Bu çalışmada, bir altıncı-mertebe kompakt sonlu fark şeması, akışkanlar mekaniği problemlerinin sayısal çözümü için GPU ortamına uygulanmıştır. GPU üzerinde koşacak kodları oluşturmak için CUDA mimarisinden yararlanılmıştır. Ayrıca, bir onuncu-mertebe alçak geçiren filtreleme şeması da kullanılmıştır. Zaman integrasyonu için dördüncü-mertebe Runge-Kutta ve ikinci-mertebe Adams-Bashforth yöntemle-rinden yararlanılmıştır. Bu sayısal yöntemler üç adet test probleminin GPU üzerinde çözülmesi için kullanılmıştır. Çözülen test problemleri bir girdapsal bozuntunun taşınımı, zamansal karışma tabakası ve bir kare silindir etrafındaki akıştır. Bu problemler için sırasıyla, iki boyutlu taşınım denklemleri, üç boyutlu sıkıştırılabilir ve üç boyutlu sıkıştırılamaz Navier-Stokes denklemleri çözülmüştür. Sıkıştırılamaz akış probleminde kare silindir, gömülü sınır yöntemi kapsamında momentum denklemine eklenen uygun kuvvet terimleri aracılığı ile temsil edilmiştir. Bu sayede çözüm basit bir kartezyen sayısal ağ üzerinde yapılabilmiştir. Hesaplamalar için bir adet NVIDIA Tesla C1060 GPU’su kullanılmıştır. GPU üzerinde elde edilen sonuçlar performans açısından CPU (AMD Phenom 2.5 GHz) çözümleri ile karşılaştırılmıştır. Kompakt ve filtreleme şemasının ürettiği periyodik üç-bant matris sistemleri CPU kodunda LAPACK/BLAS kütüphanesi kullanarak çözülürken, GPU kodunda ise katsayı matrisinin tersi kullanılarak CUBLAS kütüphanesi yardımıyla çözülmüştür. Sıkıştırılamaz akışın çözümünde ortaya çıkan Poisson denkleminin çözümü, GPU ortamına uygulanan bir konjuge gradyan iteratif yöntemi ile sağlanmıştır. İlk iki test probleminde GPU hesaplamasının farklı sayısal ağ büyüklükleri için CPU’ya göre 9 - 16.5 kat arasında bir performans artışı sağladığı görülmüştür. Sıkıştırılamaz akış için ise karşılaştırma, performans üzerinde oldukça belirleyici olan Poisson denkleminin çözümü açısından yapılmıştır. Burada sunulan GPU çözümü başka GPU ve CPU çözümleriyle karşılaştırılmış ve sırasıyla 3 ve 24 katlık perfromans artışları görülmüştür., In this study, a high-order compact finite difference scheme for the solution of fluid flow problems is implemented to run on a Graphical Processing Unit (GPU) using Compute Unified Device Architecture (CUDA). Besides the compact scheme, a high-order low pass filter is also employed. For time integration, the classical fourth-order Runge–Kutta method and second-order Adams-Bashforth method are used. These numerical methods are utilized for the solutions of three test problems on a GPU. Test problems are advection of a vortical disturbance, a temporal mixing layer and flow around a square cylinder. 2D advection equations, 3D compressible and 3D incompressible Navier-Stokes equations are solved for the test problems respectively. In incompressible flow case, immersed boundary method is exploited. That is, square cylinder is represented by suitable forcing terms added to the momentum equations. Thus, computations are performed on a simple Cartesian mesh. For the computations, a Tesla C1060, one of NVIDIA’s scientific computing GPUs, is utilized. Results obtained on the GPU are compared with those obtained on a single core CPU (AMD Phenom 2.5 GHz) in terms of calculation time. The CPU code exploits LAPACK/BLAS library to solve cyclic tridiagonal systems generated by the compact solution and filtering schemes, whereas the GPU code uses the inverse of the coefficient matrix to solve the same linear systems by utilizing the CUBLAS library. Solution of the Poisson equation in the incompressible flow case is performed by using a conjugate gradient iterative method implemented on the GPU. For the first two test problems, speedups between 9x–16.5x are achieved for different mesh sizes in comparison to CPU computations. In the case of incompressible flow, comparisons are made for solution of the Poisson equation which is the decisive part for performance. Present GPU performance achieves 3x and 24x speedups over other GPU and CPU results respectively., Doktora, PhD

Bu çalışmada, bir altıncı-mertebe kompakt sonlu fark şeması, akışkanlar mekaniği problemlerinin sayısal çözümü için GPU ortamına uygulanmıştır. GPU üzerinde koşacak kodları oluşturmak için CUDA mimarisinden yararlanılmıştır. Ayrıca, bir onuncu-mertebe alçak geçiren filtreleme şeması da kullanılmıştır. Zaman integrasyonu için dördüncü-mertebe Runge-Kutta ve ikinci-mertebe Adams-Bashforth yöntemle-rinden yararlanılmıştır. Bu sayısal yöntemler üç adet test probleminin GPU üzerinde çözülmesi için kullanılmıştır. Çözülen test problemleri bir girdapsal bozuntunun taşınımı, zamansal karışma tabakası ve bir kare silindir etrafındaki akıştır. Bu problemler için sırasıyla, iki boyutlu taşınım denklemleri, üç boyutlu sıkıştırılabilir ve üç boyutlu sıkıştırılamaz Navier-Stokes denklemleri çözülmüştür. Sıkıştırılamaz akış probleminde kare silindir, gömülü sınır yöntemi kapsamında momentum denklemine eklenen uygun kuvvet terimleri aracılığı ile temsil edilmiştir. Bu sayede çözüm basit bir kartezyen sayısal ağ üzerinde yapılabilmiştir. Hesaplamalar için bir adet NVIDIA Tesla C1060 GPU'su kullanılmıştır. GPU üzerinde elde edilen sonuçlar performans açısından CPU (AMD Phenom 2.5 GHz) çözümleri ile karşılaştırılmıştır. Kompakt ve filtreleme şemasının ürettiği periyodik üç-bant matris sistemleri CPU kodunda LAPACK/BLAS kütüphanesi kullanarak çözülürken, GPU kodunda ise katsayı matrisinin tersi kullanılarak CUBLAS kütüphanesi yardımıyla çözülmüştür. Sıkıştırılamaz akışın çözümünde ortaya çıkan Poisson denkleminin çözümü, GPU ortamına uygulanan bir konjuge gradyan iteratif yöntemi ile sağlanmıştır. İlk iki test probleminde GPU hesaplamasının farklı sayısal ağ büyüklükleri için CPU'ya göre 9 - 16.5 kat arasında bir performans artışı sağladığı görülmüştür. Sıkıştırılamaz akış için ise karşılaştırma, performans üzerinde oldukça belirleyici olan Poisson denkleminin çözümü açısından yapılmıştır. Burada sunulan GPU çözümü başka GPU ve CPU çözümleriyle karşılaştırılmış ve sırasıyla 3 ve 24 katlık perfromans artışları görülmüştür. In this study, a high-order compact finite difference scheme for the solution of fluid flow problems is implemented to run on a Graphical Processing Unit (GPU) using Compute Unified Device Architecture (CUDA). Besides the compact scheme, a high-order low pass filter is also employed. For time integration, the classical fourth-order Runge?Kutta method and second-order Adams-Bashforth method are used. These numerical methods are utilized for the solutions of three test problems on a GPU. Test problems are advection of a vortical disturbance, a temporal mixing layer and flow around a square cylinder. 2D advection equations, 3D compressible and 3D incompressible Navier-Stokes equations are solved for the test problems respectively. In incompressible flow case, immersed boundary method is exploited. That is, square cylinder is represented by suitable forcing terms added to the momentum equations. Thus, computations are performed on a simple Cartesian mesh. For the computations, a Tesla C1060, one of NVIDIA?s scientific computing GPUs, is utilized. Results obtained on the GPU are compared with those obtained on a single core CPU (AMD Phenom 2.5 GHz) in terms of calculation time. The CPU code exploits LAPACK/BLAS library to solve cyclic tridiagonal systems generated by the compact solution and filtering schemes, whereas the GPU code uses the inverse of the coefficient matrix to solve the same linear systems by utilizing the CUBLAS library. Solution of the Poisson equation in the incompressible flow case is performed by using a conjugate gradient iterative method implemented on the GPU. For the first two test problems, speedups between 9x?16.5x are achieved for different mesh sizes in comparison to CPU computations. In the case of incompressible flow, comparisons are made for solution of the Poisson equation which is the decisive part for performance. Present GPU performance achieves 3x and 24x speedups over other GPU and CPU results respectively. 116

Bu doktora tezi bir Doğrudan Sayısal Benzetim (DNS) uygulama çalışmasını içermektedir. Bu kapsamda, son dönemde önerilen bir çözüm algoritması seçilmiş, bunu temel alan bir paralel DNS çözücüsü geliştirilmiş ve türbülansa geçiş ve hidrodinamik kararsızlık içeren akış problemlerine uygulanmıştır. Bu çalışmanın ana amacı, sıkıştırılamaz ve sıkıştırılabilir türbülanslı akışların DNS metodu ile yapılan modellemesinde araç olarak kullanılabilecek bir çözücü geliştirmek ve bunu araştırmacıların kullanımına sunmak suretiyle bu alana katkıda bulunmaktır. Bir başka amaç da, sözkonusu algoritmayı aynı anda uzaysal ve zamansal olarak çok ölçekli fiziksel mekanizmalar içeren problemlere (örneğin laminer, geçişli ve türbülanslı rejimleri ve değişken Mach sayılarını bir arada içeren hidrodinamik kararsızlıklar) uygulamak yoluyla ileri testlerini yapmak ve üzerinde bazı iyileştirmeler geçekleştirmektir. Bu amaçla, Taylor-Green Vortex (TGV) akışındaki türbülansa geçiş problemi, türbülanslı kayma tabakasındaki (TSL) hıza bağlı karışım problemi ve Rayleigh-Taylor kararsızlığındaki (RTI) yerçekimine bağlı karışım problemi özellikle seçilmiştir. Sıkıştırılabilirlik etkileri de ayrıca incelenmiştir. Sonuçlar, daha önce gerçekleştirilmiş olan teorik, deneysel ve sayısal çalışmaların verileriyle uyum içerisindedir. Sözkonusu karmaşık fiziksel mekanizmalar, seçilen sayısal algoritma ve bunu esas alarak geliştirilen geliştirilen çözücü tarafından doğru bir biçimde elde edilmiştir. This Phd thesis study includes an application of Direct Numerical Simulasyon (DNS). A recently proposed solution algorithm was chosen, a DNS solver based on the algorithm has been developed and applied to the flow problems including transition to turbulence and hydrodynamic instability.The primary objective of this study is to make contributions into this area of modelling incompressible and compressible turbulent flows using DNS by developing an in-house, open source, parallel, implicit solver and presenting it as an open source research tool. Another goal is to perform the assessments of the algorithm and to make some improvements by applying it to the problems including spatial and temporal multi-scale physics simultaneously such as hydrodynamic instabilities where laminar, transitional, and turbulent regimes are found together with varying Mach number regimes. For this purpose, the transition to turbulence problem in Taylor-Green Vortex (TGV), the velocity-induced mixing problem in turbulent shear layer (TSL), and the gravity-induced mixing problem in Rayleigh-Taylor Instability (RTI) were carefully chosen as test cases. The effects of the compressibility were also analyzed. Our results are in agreement with the findings of theoretical results and the previous experimental and numerical studies. The complicated physical mechanisms mentioned above were succesfully captured by the algorithm and the solver as well. 166

Tez (Doktora) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2012, Thesis (PhD) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2012, Bu doktora tezi bir Doğrudan Sayısal Benzetim (DNS) uygulama çalışmasını içermektedir. Bu kapsamda, son dönemde önerilen bir çözüm algoritması seçilmiş, bunu temel alan bir paralel DNS çözücüsü geliştirilmiş ve türbülansa geçiş ve hidrodinamik kararsızlık içeren akış problemlerine uygulanmıştır. Bu çalışmanın ana amacı, sıkıştırılamaz ve sıkıştırılabilir türbülanslı akışların DNS metodu ile yapılan modellemesinde araç olarak kullanılabilecek bir çözücü geliştirmek ve bunu araştırmacıların kullanımına sunmak suretiyle bu alana katkıda bulunmaktır. Bir başka amaç da, sözkonusu algoritmayı aynı anda uzaysal ve zamansal olarak çok ölçekli fiziksel mekanizmalar içeren problemlere (örneğin laminer, geçişli ve türbülanslı rejimleri ve değişken Mach sayılarını bir arada içeren hidrodinamik kararsızlıklar) uygulamak yoluyla ileri testlerini yapmak ve üzerinde bazı iyileştirmeler geçekleştirmektir. Bu amaçla, Taylor-Green Vortex (TGV) akışındaki türbülansa geçiş problemi, türbülanslı kayma tabakasındaki (TSL) hıza bağlı karışım problemi ve Rayleigh-Taylor kararsızlığındaki (RTI) yerçekimine bağlı karışım problemi özellikle seçilmiştir. Sıkıştırılabilirlik etkileri de ayrıca incelenmiştir. Sonuçlar, daha önce gerçekleştirilmiş olan teorik, deneysel ve sayısal çalışmaların verileriyle uyum içerisindedir. Sözkonusu karmaşık fiziksel mekanizmalar, seçilen sayısal algoritma ve bunu esas alarak geliştirilen geliştirilen çözücü tarafından doğru bir biçimde elde edilmiştir., This Phd thesis study includes an application of Direct Numerical Simulasyon (DNS). A recently proposed solution algorithm was chosen, a DNS solver based on the algorithm has been developed and applied to the flow problems including transition to turbulence and hydrodynamic instability. The primary objective of this study is to make contributions into this area of modelling incompressible and compressible turbulent flows using DNS by developing an in-house, open source, parallel, implicit solver and presenting it as an open source research tool. Another goal is to perform the assessments of the algorithm and to make some improvements by applying it to the problems including spatial and temporal multi-scale physics simultaneously such as hydrodynamic instabilities where laminar, transitional, and turbulent regimes are found together with varying Mach number regimes. For this purpose, the transition to turbulence problem in Taylor-Green Vortex (TGV), the velocity-induced mixing problem in turbulent shear layer (TSL), and the gravity-induced mixing problem in Rayleigh-Taylor Instability (RTI) were carefully chosen as test cases. The effects of the compressibility were also analyzed. Our results are in agreement with the findings of theoretical results and the previous experimental and numerical studies. The complicated physical mechanisms mentioned above were succesfully captured by the algorithm and the solver as well., Doktora, PhD

Küçük kuşların ve böceklerin binlerce yıldır çırpan kanatlar ile yüksek performanslı uçuş başarısı araştırmacıların ilgisini çekmiş ve doğada böylesine yaygın olarak kullanılan çırpan kanatlar derin bilimsel araştırmalara ihtiyaç duyan güncel bir konu haline gelmiştir. İnsansız küçük hava araçlarının yapımında çırpan kanatlı kuşlar ve böceklerden esinlenilmiştir. Bu bağlamda insansız küçük hava araçları (İKHA) araştırmaları son yıllarda dünya çapında büyük ilgi görmektedir. İKHA'lar ufak boyutlarından dolayı genellikle bina içi görevlerde kullanılması planlanan araçlardır. Bu amaçla, oldukça düşük Reynolds sayısı aralığında uçan kuşlar tarafından uygulanan kanat çırpma hareketinin İKHA'lar tarafından taklit edilmesi çok yararlı olabilir. Çırpan kanatlı insansız hava araçları diğer insansız hava araçlarına göre oldukça fazla avantaja sahiptir. Bununla beraber, çırpınan kanatların aerodinamik performansını belirlemek büyük zorluk teşkil etmektedir. Aerodinamik performansı belirlemede analitik denklemlerle yapılan çözümler, ticari kodlarla yapılan sayısal çözümler ve deneysel çalışmalar kullanılmaktadır.Bu çalışmada, hava aracının aerodinamik karakteristikleri ?strip theory? temel alınarak analitik denklemler yardımıyla elde edilmiştir. Denklemler, aerodinamik karakteristikleri bilinen kanatlar için uygulanarak doğruluğu ispat edilmiştir. Bir İKHA prototipi farklı kanatlarla test edilmiş ve gözlemlerin sonucunda ortaya çıkan aerodinamik performans anlatılmıştır. Bu projenin asıl amacı, çırpınan kanatla uçabilen bir hava aracının aerodinamik karakteristiklerinin analitik denklemlerle belirlenmesidir. Buna ek olarak, prototipin testi sırasında yapılan gözlemlerin bundan sonraki çalışmalara yardımcı olması beklenmektedir. Higher flying performances of small birds and insects get interested by researchers and these successful performances make flapping wings an actual scientific investigation which must be made deeply. The concept of flapping wing flight is inspired by the flights of birds and insects, though birds and insects use different modes of flapping to achieve the same result. In this sense, investigations of Unmanned Air Vehicles (UAV) are in great interest. UAV?s are planned to be used in indoor missions due to their dimensions. For this reason, flapping wing UAV?s can be very useful if they can fly like low Reynolds number birds. Besides that, to find out the aerodynamical characteristics of flapping wings is hard. Solutions by analytic equations, numerical solutions done by commercial codes and experimental solutions are used to determine the aerodynamic characteristics.In this thesis, aerodynamic characteristics of the air vehicle prototype are determined by analytic equations based on ?strip theory?. Verification of the equations is done by the known aerodynamic characteristics of a flapping wing. An air vehicle prototype is tested with different wings. Observations about the aerodynamic performances of the wings are given at the end. Main purpose of this study is to determine the aerodynamic characteristics by analytic equations, in addition to this, observations about the aerodynamic performances of the prototype will help researchers in future. 99

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2009, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2009, Son zamanlarda, kanat-çırpma aerodinamiği büyük bir ilgi toplamış ve mikro-hava taşıtlarına uygulanabilirlik açısından büyük bir potansiyel teşkil ettiğinden, konu üzerindeki araştırmalar yoğunlaşmıştır. Düşük hızlar ve düşük en-boy oranları, halen tam anlaşılamamış düşük Reynolds-sayılı akışlar yaratmaktadırlar. . Bu çalışmanın amacı, salınım yapmakta olan düz bir plaka etrafındaki üç-boyutlu akışın HAD (Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği) yöntemiyle incelenmesidir. Reynolds Ortalamalı Navier-Stokes Denklemlerinin çözümü için ticari bir program olan Fluent kullanılmıştır. Hedef, üç boyutlu akış karakteristiklerinin ve bazı kinematik parametrelerin akış ve performans üzerindeki etkilerinin vurgulanmasıdır. Süreksiz akış özelliklerinin çözümlenebilmesi için bir türbülans modelinin kullanılması gerekmektedir. Düşük Reynolds-sayılı akışları da kapsayan bir yöntem olduğundan ve bu tür akışlar için güvenilir sonuçlar verdiği bilindiğinden, k-ω sst modeli kullanılmıştır. Viskozitenin etkili olduğu bölgelerin düzgün olarak çözümlenebilmesi için duvar kenarı modelli bir yaklaşım uygulanmıştır. Çalışma boyunca Reynolds sayısı 60 000’e sabitlenmiş, en-boy oranı, ortalama akış açısı, genlik oranı ve indirgenmiş frekans değerleri birbirlerinden bağımsız olarak değiştirilerek parametrik çalışmalar yapılmıştır. Uç vorteksinin (girdap), hücum-kenarı vorteksini kontrol etmek ve dağılmasını sınırlamak suretiyle, aşağı akış üzerinde olumlu bir etkisi vardır. Yüksek indirgenmiş frekans değerleri için itme sağlayan konfigürasyonlar elde edilebilmiştir., Recently, flapping-wing aerodynamics has generated a great deal of interest and an important research effort is being made due to its potential application to Micro-Air Vehicles (MAVs). The low speed and small aspect ratio generate low Reynolds number flows that are still not well understood. The objective of this study is to perform three-dimensional CFD analyzes of the flow developing around an oscillating flat-plate. The commercial software Fluent is used to carry out the computations based on the Reynolds Averaged Navier-Stokes (RANS) equations. The aim is to highlight the three dimensional flow structure and the effect that some of the kinematics parameters have on the flow and performance parameters. To account for the unsteady flow features a turbulence model had to be incorporated. The kω-sst model was chosen as it includes a treatment of low-Reynolds number flows and proved to provide reliable results for these types of flows. A near-wall modelling approach was adopted since the flow had to be properly resolved throughout the viscosity-affected region. The Reynolds number was fixed to 60 000 and the parametric studies consisted in varying the aspect ratio of the flat-plate, the mean flow angle and the reduced frequency, independently from one another. The results highlighted the presence of an excessive amount of separation, often resulting in drag-producing motions. The tip vortex played a positive role by controlling and limiting the spreading of the leading-edge vortex spanwise. It is at higher reduced frequency values that thrust-producing configurations were achieved., Yüksek Lisans, M.Sc.

Düşey ötelenme (plunge) ve yunuslama hareketi yapan bir SD7003 kanat profili etrafındaki daimi olmayan akış Reynolds 60,000 için hesaplamalı olarak incelenmiştir. Çalışmanın amacı, akım ayrılmasının taşıma ve sürükleme üretimini önemli ölçüde etkilediği bu ve benzeri durumlarda Reynolds Ortalamalı Navier Stokes (RANS) yaklaşımının kullanılabilirliğini belirlemektir. Farklı grid ve türbülans modelleri ile hesaplamalar yapılmış ve literatürdeki deneysel ve sayısal verilerle karşılaştırılmıştır. Daimi durumda, farklı hücum açılarında hesaplanan taşıma ve sürükleme katsayıları yayınlanmış deneysel çalışma verileriyle örtüşmektedir. Daimi olmayan akış hesaplamalarında kullanılan parametre ve özellikler, literatürdeki verilerle karşılaştırılabilmesi açısından aynı alınmıştır. Grid yapı ve özelliklerinin sonuca etkisinin görülebilmesi için çok sayıda grid oluşturulmuş ve daimi olmayan akış hali için çözülmüş, akış alanı ve kuvvet katsayıları yayınlanmış verilerle karşılaştırılmıştır. RANS modeli uygulandığında, özellikle akım ayrılma ve geri yapışmasının görüldüğü anlarda, gride bağlı olarak farklı sonuçlar elde edildiği görülmüştür. Her ne kadar elde edilen sonuçlar arasında, sonunda literatürdeki deneysel verilerle uyumluluk gösteren bir vaka tanımlanmışsa da, kanat çırpan bir Mikro Hava Aracı tasarımı aşamasında, RANS modelini birincil tasarım elemanı olarak kullanılmaadan önce dikkatli bir çözüm ağı bağımlılık çalışması yapılması gerektiği görülmüştür. The unsteady flow around a pitching and plunging SD7003 airfoil is studied computationally at a Reynolds number of 60,000. The aim of the study is to explore the possibility of utilization of RANS modeling for the type of problems where flow separation is a dominant mechanism affecting lift and drag. Studies for different grids and turbulence models have been done to obtain the best agreement with the published solutions. The lift and drag coefficients under steady flow conditions were accurate for different angle of attacks. Unsteady flow analyses are conducted for a setup for which experimental and numerical data are available in literature. Solutions are obtained on a number of grids to understand the effect of the grid on the solution. The computed flow field and force coefficients were compared with the existing data. Results demonstrate that the RANS modeling for this type of problems is dependent to the grid employed, especially at stages of the motion where flow separation and re-attachment are present. Although acceptable agreement with experimental data was obtained eventually, it can be concluded that a very careful grid dependence study has to be conducted before considering RANS based computational modeling as the primary design tool for micro-air-vehicles with flapping wings. 117

Tez (Doktora) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2008, Thesis (PhD) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2008, Genelde seyreltik gaz akışlarında olduğu gibi yüksek Knudsen sayılarına sahip olan mikro ölçekli gaz akışlarını geleneksel sürekli ortam denklemleri ile incelemek uygun olmamaktadır. Mikro gaz akışları temellerini gazların kinetik teorisinden alan ve fiziksel bir model olan DSMC (Doğrudan Benzetim Monte Carlo) yöntemi kullanılarak çözümlenebilmektedir. Moleküler esaslı DSMC yöntemi hesaplama süresi göz önüne alındığında, pahalı bir yöntemdir. Bu çalışmada öncelikle DSMC yöntemi için geliştirilen yeni veri yapıları ve koordinat dönüşümleri ile DSMC yönteminin çözümleme süresinde tasarruf sağlanmıştır. Takiben daimi olmayan akışların DSMC yöntemi ile incelenmesi için molekül-hareketli duvar etkileşimi momentum esaslı olarak ve çarpışma zamanı göz önüne alınarak yeniden modellenmiştir. İlaveten DSMC yönteminde kullanılan hacim esaslı molekül rezervuarlarında yapılan bir değişiklik ile hem yöntemin doğruluğunda hem de hesaplama verimliliğinde artış sağlanmıştır. Bu çalışma sadece DSMC yöntemine sağlanan katkılarla sınırlı tutulmamıştır. Aynı zamanda hem önerilen yöntemlerin doğruluğu göstermek hem de ileride yapılacak çalışmalara bir temel oluşturması için yeni bir DSMC esaslı bir çözücü geliştirilmesi de amaçlanmıştır. Geliştirilen DSMC çözücüsü ile 2 ve 3-Boyutlu mikro gaz akışları incelenebilmektedir. Yine hesaplama zamanını kısaltmak için DSMC çözücüsüne çok işlemcili paralel mimarilerde de çalışabilme yeteneği kazandırılmıştır. Bölgelere ayırma yöntemi ile alt bölgelere ayrılan gaz akış alanında her bir alt bölge farklı bir işlemci tarafından çözümlenmekte ve alt bölgeler arası bilgi aktarımı MPI komutları ile sağlanmaktadır. Geliştirilen DSMC çözücüsünden elde edilen sonuçlar ile farklı DSMC çözücülerinden elde edilip literatürde yayınlanan sonuçların benzer oldukları görülmektedir., Micro gas flows, which have relatively high Knudsen numbers like rarefied gases cannot be analyzed with classic continuum, based equations. Instead micro scale gas flows can be analyzed with DSMC (Direct Simulation Monte Carlo) method, which is a physical model, based on the kinetic theory of gases. Taking into account the calculation time, molecular based DSMC method is an expensive method. In this study priority is given to shorten the calculation time by employing new data structures and coordinate transforms. Next, molecule-moving wall interaction is modeled taking into account the collision time and using momentum-based approach in unsteady flows. Additionally, volume generation molecule reservoirs used in DSMC method are modified to increase the correctness and calculation efficiency of the method. This work is not limited with contributions to DSMC method. At the same time developing a new DSMC based solver is aimed both to verify the solutions and to be a starting point for the future works. 2 and 3-Dimensional micro gas flows can be analyzed with this new solver. Additionally, to shorten the calculation time DSMC solver has the capability to run on the parallel working multi-processors environment. Gas flow area are divided to sub-zones using domain decomposition method and each sub-zone is analyzed with a different processor. Data transfers among processors are carried out with MPI commands. Results derived from this new DSMC solver are quite similar with the results published in literature coming from different DSMC solvers., Doktora, PhD

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2007, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2007, Bu tez çalısmasında elektronik alt sistemlere sahip bir kabinetin içindeki ısı ve akıskan hareketinin hesaplamalı akıskanlar dinamiği yöntemleri ile simülasyonu yapılmıstır. Đçerisinde fan sistemi ile sıcak havayı kabinete veren 3 adet elektronik alt sistemi çevreleyen yaklasık 1m3’lük bir hacme sahip kabinetin atmosfer basıncındaki ortama bağlı hava girisi ve sıcak havayı fan aracılığıyla ortama ileten havalandırma sistemi uygun büyüklüğe ve güce göre arastırılmıstır. Yapılan modellemede benzeri havalandırma problemleri incelenmis ve uygun çözüm yöntemi seçilmistir. Yüksek performanslı hesaplama gücü gerektiren akıskanlar dinamiği çözüm yöntemleri uygulanmıstır. Đstenilen hassasiyette elde edilen türbülanslı akıs sonuçlarına ardisleme yapılmıs, akısın daha kolay anlasılmasını sağlayacak es sıcaklık, es hız eğrileri ortaya koyularak çözümler görsellestirilmistir. Sonuçlar kabinetin taze havayı aldığı giris ortamına göre sıcaklık artısları seklinde sıralanmıs ve en iyi tasarım önerileri ortaya koyulmustur., In this study, heat and fluid flow in a small cabinet is simulated using computational fluid dynamics. The cabinet has three heat generating electronic sub-systems and a fan system for cooling the cabinet, which takes air from the outside. The volume of the cabinet is approximately 1m3. Various cabinet designs are analyzed and different configurations for the cooling system are proposed. To model the cooling system, similar works are analyzed and the appropriate solution methods selected. These solution methods are runned by high performance computing techniques. Desired convergence had been obtained from turbulent flow solutions and results are post-processed to make understand the flowfield easier. Results are listed by temperature increase referenced to cabinet inlet temperature and best design alternatives are putted forward., Yüksek Lisans, M.Sc.

Bu çalışma, havacılıkta kullanılmak üzere tasarlanmamış gemilerin üst yapısındaoluşan akım alanını, hesaplamalı akışkanlar dinamiği yöntemleriyle incelemeyiamaçlamaktadır. Bu, helikopter/gemi etkileşimini içeren karmaşık akım alanlarınınhesaplanmasında ilk adımdır. Çalışmadaki sayısal sonuçlar ticari hesaplamalıakışkanlar dinamiği çözücüleri CFX 10.0 ve FLUENT 6.2.16 kullanılarak eldeedilmiştir. İki adet genelleştirilmiş gemi geometrisi ile DD-963 sınıfı bir gemininbasitleştirilmiş modeli üzerindeki akım alanı bu çalışmanın kapsamı içindedir.Hesaplamalarda birbirinden farklı çok sayıda sayısal ağ yapısı ve farklı türbulansmodelleri kullanılmıştır. Daimi ve daimi olmayan durumlar için çok sayıda analizyapılmış, elde edilen sonuçlar, doğrulama amacıyla, rüzgar tüneli deneylerindenelde edilen yüzey basınç katsayıları, boyutsuzlaştırılmış hızlar ve akım görüntülemeverileriyle karşılaştırılmıştır.Anahtar Kelimeler: Gemi Üstyapısı, İz Bölgesi, Türbulans Modelleri, HesaplamalıAkışkanlar Dinamiği This study is concerned with computational predictions of the highly unsteady turbulentairwake of nonaviation ships. This is the first step in studying complex flow field of fullycoupled helicopter/ship interaction. Numerical simulations carried out in this study areperformed by using commercial CFD solver CFX 10.0 and FLUENT 6.2.16. The flowaround two generic frigate models and a simplified DD-963 class destroyer isinvestigated. A number of different mesh topologies and various modified turbulencemodels are used. Calculations were carried out for steady and unsteady conditions.Predicted results are partially validated against measured surface pressure, normalizedvelocity and wind tunnel flow visualisation data.Keywords: Ship?s Superstructure, Ship Airwake, Turbulence Modelling, ComputationalFluid Dynamics 87

Bu çalışma, oldukça düşük Reynolds sayılarında uçan böcekler tarafındanuygulanmakta olan kanat çırpma (salınım) hareketinin aerodinamiği üzerineeğilmektedir. Özellikle asılı kalma halinde, kanat çırpma döngüsü içinde çok sayıdaaerodinamik mekanizma kaldırma kuvvetini arttırıcı yönde etki etmektedir. Teziçerisinde öncelikle, derin bir literatür araştırması yardımıyla, hücum kenarı girdapları,dönüş hareketine bağlı olarak ortaya çıkan sirkülasyon ve iz bölgesi-kanat etkileşimlerigibi daimi olmayan aerodinamik mekanizmalar hakkında ayrıntılı bilgi verilmiştir.Daha sonra, çırpınan kanatların aerodinamik performansını belirlemenin büyük zorlukteşkil etmekte olduğu göz önüne alınarak, ticari bir Akışkanlar Mekaniği kodunun(Ansys CFX 10.0) daimi halden oldukça uzak olan bu şartlar altındaki akışı simuleetmedeki performansı değerlendirilmiştir. Bu amaçla, simulasyon sonucundahesaplanan kuvvet değerleri ve girdaplılık alanları, böceklere oranla büyütülmüş olanbir kanat çırpma mekanizması üzerinde gerçekleştirilen ölçümlerden elde edilen deneysonuçlarıyla karşılaştırılmıştır.Anahtar Kelimeler: kanat çırpma (salınım), kanatlı böcekler, daimi olmayanaerodinamik, hesaplamalı akışkanlar mekaniği, mikro hava araçları This study concentrates on the aerodynamics of flapping flight at very low Reynoldsnumbers, as in the case of insect flight. Especially, in hovering flight, a number ofaerodynamic lift enhancement mechanisms are effective during flapping cycle. First,very detailed information on unsteady lift enhancement mechanisms, like leading edgevorticity, rotational circulation, and wake-wing interactions are represented through adeep literature survey. Then, considering that the estimation of the aerodynamicperformance of flapping wings is a challanging issue, the performance of a commercialCFD code (Ansys CFX 10.0) under these highly unsteady conditions of flapping flight isevaluated via force and vorticity field comparisons with experimental results obtainedfrom the measurements on a scaled-up robotic flapping wing mechanism.Keywords: wing flapping, flying insects, unsteady aerodynamics, computational fluiddynamics, micro air vehicles 95

Standart sartlar altında, havanın bir MEMS içerisindeki hareketi sırasında, ortalamaserbest uzaklıgın akısa ait karakteristik boya oranının büyük olması sebebi ile seyrelmisgaz akısı söz konusu olur. Kayma bölgesinde yer alan bu tip akıslar, sınır sartlarınınuygun sekilde degistirilmesi kosuluyla Navier-Stokes çözücüler gibi sürekli ortamyaklasımına dayalı modeller kullanılarak analiz edilebilirler. Bu çalısmada,Karakteristik Tabanlı Ayırma algoritmasına ait kaymama ve sıcaklık degerlerindesıçrama olmaması kosulları, kayma-hızı ve sıcaklık-sıçraması sınır sartlarını saglayacaksekilde degistirilmistir. Buna ek olarak, hareketli sınırlara sahip akıs problemlerininmodellenebilmesi için, hareketli ve deformasyona ugrayan ag yaklasımı, Keyfi-Lagrangian?Euleri formülasyonu kullanılarak algoritma ile bütünlestirilmistir.Kullanılan algoritmanın kapalı yöntemle hesaplama yapılan kısmının büyüklügü, sankiikinci-derece-hız/lineer-basınç (pP2P1) elemanlarının Sonlu Elemanlar uygulamasındakullanılmasıyla azaltılmıstır. Algoritmanın gelisen kapasitesi kullanılarak, sıkıstırılamazakıstan sıkısabilire, sürekliden seyrelmis gaz akısına kadar birçok akıs problemiçözülmüs ve kapsamlı analizler gerçeklestirilmistir. Bu problemlerden, ters basamakiçindeki laminer akıs ve NACA0012 etrafındaki viskoz akıs sürekli bölgede yer alırken,mikro sentetik jet eyleyici akısı, mikro kanal içindeki akıs ve mikro boyutlu tersbasamak içindeki ayrılan akım problemleri kayma bölgesinde yer almaktadır. Eldeedilen sonuçların literatürdekilerle karsılastırılması sonucunda, yapılan degisikliklerlesöz konusu algoritmanın kayma bölgesinde yer alan mikro akıs problemlerininçözümünde etkin bir sekilde kullanılabilecegi görülmüstür.Anahtar Kelimeler: karakteristik tabanlı ayırma, sonlu elemanlar yöntemi, mikro akıs,kayma-hızı, sıcaklık-sıçraması, sentetik jet eyleyici At standard temperature and pressure, air flow in MEMS can be considered as rarefiedsince the ratio of free molecular path to the characteristic length of the device is high. Itis possible to analyze these flows using a continuum model such as Navier-Stokes, withmodified boundary conditions. In this study, traditional no-slip/no-temperature-jumpboundary condition of the Characteristic-Based-Split algorithm is modified toaccommodate slip velocity/temperature-jump boundary conditions. In addition to this,moving deforming mesh concept is coupled with the algorithm using Arbitrary-Lagrangian-Eulerian approach to model fluid flow problems with moving boundaries.To reduce the size of implicit part of the algorithm, pseudo-quadratic velocity/linearpressure (pP2P1) elements are employed for Finite Element implementation. Usingextended capability of the algorithm, gas flow problems varying from incompressible tocompressible, from continuum to rarefied are solved and comprehensive analyses aredone. Laminar flow past a backward facing step and laminar viscous flow overNACA0012 are the flow problems in continuum regime, while the Micro synthetic jetactuator flow, micro channel flow and separated flow in a micro backward facing stepare flow problems in slip regime investigated numerically in this study. Comparison ofthe results, obtained using modified algorithm, with the results available in literatureshows that the implementation of the algorithm is applicable and effective for microflows in slip regime.Keywords: characteristic-based-split, finite element method, micro flow, slip-velocity,temperature-jump, synthetic jet actuator 112

Bu çalışmada, sıkıştırılabilir büyük girdap simülasyonu (large eddy simulation)için yüksek mertebeden sonlu fark çözücüsü kullanılmıştır. Bu method,Kartezyen sayısal ağlardaki salınımları yok etmek için onuncu mertebedendüşük-geçiş oranlı Pade tipi filtreleri ile altıncı mertebeden kompakt şemalarıkullanmaktadır. Uzaysal ayrıklaştırmalar, dördüncü mertebeden Runge-Kuttametodu ile çözülmüştür. Sayısal ağ hücrelerinden küçük yapılar içinSmagorinsky ağ altı modeli uygulanmıştır. Kompakt şemaların, salınımözellikleri ve spektral çözünürlüğü gösterilmiştir. Pade tipi filtrelerinsönümleme karakteristiği girdap iletimi problemi yardımıyla belirlenmiştir.Daha sonra, altıncı mertebeden kompakt şemanın doğruluğu ve etkinliği geçicikayma tabaka problemi için elde edilerek, bu şemanın büyük girdapsimulasyonu için uygun bir seçenek olup olmadığı incelenmiştir.Anahtar Kelimeler: Büyük girdap simülasyonu,Sonlu Farklar, Pade-tipiFiltreler A high-order finite difference solver for compressible large-eddy simulation ispresented. The solver employs sixth-order compact schemes in conjunction with up totenth-order low-pass Pade-type filter operators which are required for numericalstability on Cartesian meshes. The spatial schemes are coupled with explicit standardfourth-order Runge-Kutta method. Smagorinsky subgridscale model is used for smallerscale than cell volume. The dispersion characteristics and spectral resolution of thecompact schemes are also presented. To determine the dissipation characteristic ofPade-type filter advection of vortical disturbance problem is examined. Then, theaccuracy and efficiency of sixth-order compact scheme are evaluated by temporal shearlayer problem to trade-off whether it represents an effective choice for large eddysimulation.Keywords: Large Eddy Simulation, Finite Difference, Pade-type Filters 44

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2005, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2005, Bu çalışmada ileri uçuş durumundaki helikopterlerin etrafındaki akış incelenmiştir. Özellikle rotor ve helikopter gövdesi arasındaki aerodinamik etkileşimler birçok açıdan önemlidir. Akım analizi sonlu hacimler yöntemi kullanılarak yapılmıştır. İki tane ayrı helikopter modeli üzerinde çalışılmıştır. Bunlardan biri Bell 206 helikopter modelidir. Bell 206 helikopter modeli için elde edilen rotor akış (inflow) değerleri teorik sonuçlar ile karşılaştırılmıştır. Kullanılan bir diğer helikopter modeli ise genel bir model olan ve geometrisi analitik olarak ifade edilebilen ROBIN helikopteridir. Bu model için de elde edilen rotor akış değerleri deney sonuçları ile karşılaştırılmıştır. Çalışmada rotor palalarının ayrı ayrı modellenmesi yerine, bir eyleyici disk kullanılmıştır. Rotorun akış alanına olan etkisi kullanılan bu eyleyici disk ile sağlanmıştır. Bu etki disk bölgesindeki akışkanın momentum denklemine eklenen momentum kaynaklarıyla sağlanmıştır. Uygulanan bu yöntem ile palalar için ayrı bir modelleme yapılması gereği ortadan kalkmıştır. Bunun sonucunda, hem çözüm ağı oluşturmada kolaylık sağlanmış, hem de hesaplama daha az bilgisayar zamanı kullanılarak yapılabilmiştir., The flow around helicopters in the case of forward flight is investigated in this study. Especially, aerodynamic interactions between rotor and helicopter fuselage very important in several ways. The flow analysis is made by using finite volume method. Two different helicopter models are worked on. One of them is Bell 206 helicopter model. Calculated rotor inflow values for Bell 206 model are compared to theoretical results. Another used model is ROBIN. ROBIN is a generic model and its geometry may be defined analytically. Also, the obtained rotor inflow results for the ROBIN is compared to values coming from experiments. In this study, instead of modelling each blade seperately, an actuator disk is employed. Effects of the rotor on the flow field are simulated by actuator disk. For this simulation, momentum sources are added to momentum equation of the fluid inside disk region. Therefore, necessity of modelling the blades seperately is disappered with this method. As a result of this approach, a considerable easiness is provided in terms of grid generation and computation time., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2005, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2005, Çalışmanın amacı askı durumundaki bir rotor etrafındaki akış alanını Hesaplamalı Akışkanla Dinamiği Yardımıyla tahmin edebilmek ve kullanılan yöntemi helikopter-rotor çiftine uygulamaktır. Çalışmanın ilk bölümünde burulmasız, ok açısız, dikdörtgen iz düşümüne sahip, açıklık oranı 6 olan ve NACA 0012 kanat profilinde oluşan bir rotor incelenmiştir. Çalışmanın ikinci kısmında ise ROBIN isimli model helikopter incelenmiştir. Çalışmanın ilk bölümünde rotordan yeterince uzakta bulunan sınırlara verilen sınır şartının akış alanına etkisi ve uyuşmaz ağ ara yüzün kullanılabilirliği incelenmiştir. Uç girdabının sayısal yayınımını azaltabilmek için özel bir sayısal ağ yapısı kullanılmıştır. Rotorun dönmesi Çoklu Eksen Takımı Yöntemiyle belirtilmiş ve zamandan bağımsız bir çözüm alınmıştır. Toplam altı değişik durumun analizi yapılmıştır. Çalışmanın ikinci bölümünde ise rotor-gövde konfigürasyonu incelenmiştir. Askı durumnda rotorun indüklediği akışkan gövde etrafında zaman bağlı bir akım karakteristiği oluşturduğu için Çoklu Eksen Takımı Yöntemi bu durumda çok iyi sonuçlar vermemiştir. Bu nedenle zamana bağlı analizler yapılmış ve sonuçlar deneysel verilerle karşılaştırılmıştır., Aim of the study is to calculate a rotor flow field in hover by using Computational Fluid Dynamics and to apply the method to a rotor-fuselage configuration. In the first part of the study, a two bladed, untwisted, rigid rotor which has aspect ratio of 6 is investigated. The blade sections are made of NACA0012 airfoils and the blade has a rectangular planform. The effectiveness of the boundary conditions type defined on a far field boundary and non conformal grid interface is also investigated. A special mesh was used in order to minimize the numerical diffusion of the tip vortex. Rotation of the rotor is defined using Multiple Reference Frame (MRF) and steady calculations were performed In the second part of the study, a rotor-fuselage configuration is investigated using MRF. Conculusion is that it is not appropriate tu use MRF in this case because of strong unstediness. Therefore, unsteady caltulations performed for the same configuration., Yüksek Lisans, M.Sc.

YUNUSLAMA YAPAN KANAT KESİTİNDE GÖRÜLEN DİNAMİK TUTUNMA KAYBININ HESAPLAMALI YÖNTEMLE İNCELENMESİ ÖZET İnsansız hava araçlarının daha gelişmiş tasarımı için düşük Reynolds sayılı akışların daha iyi anlaşılması gerekmektedir. Yüksek Reynolds sayılı akışlarda, akışın türbülansa geçişinden dolayı kopan akım tekrar yüzeye yapışmaktadır ve bu kanat kesitinin aerodinamik karakteristiğini artırmaktadır. Diğer taraftan laminer ayrılmadan dolayı meydana gelen bu türbülanslı akışa geçiş yaklaşık olarak Reynolds sayısının 50,000' in altında olduğu akışlarda ise görülmemektedir. Bu yüzden yüksek Reynolds sayısındaki kanat kesiti etrafındaki akışın yamsıra düşük Reynolds sayılı akışlarda da kanat kesitinin daimi olmayan davranışının anlaşılarak, bu akım koşullarına uygun optimum kanat kesitlerinin tasarımı çok önemlidir. Bu çalışmada laminer ve türbülanslı akım koşullarında yunuslama yapan kanat kesitinde görülen dinamik tutunma kaybının hesaplamalı yöntemle incelenerek, kanat kesitinin daimi olmayan davranışının anlaşılması hedeflenmiştir. Laminer akım koşullarında indirgenmiş frekans, Reynolds sayısı ve ortalama hücum açısının yunuslama yapan NACA 0012 kanat kesitinde görülen dinamik tutunma kaybına etkisi incelenmiştir. Dinamik tutunma kaybına indirgenmiş frekansın etkisinin en fazla olduğu ve Reynolds sayısının etkisinin ise en az olduğu görülmüştür. Ayrıca türbülanslı akün koşullarında yunuslama yapan NACA 0015 kanat kesitinde görülen dinamik tutunma kaybı gelişimi ise üç farklı tutunma kaybı rejimi için ayrı ayrı incelenmiştir. X111 COMPUT ATIOL STUDY OF DYNAMIC STALL OVER PITCHING AHIFODLS SUMMARY Improved design of unmanned and/or micro air vechicles (UAV, MAV), requires increased understanding of low Reynolds number behaviour of aerodynamic surfaces. It is even more so for unsteady phenomena such as oscillating or flapping wings of small scales. Below chord Reynolds number of approximately 50,000, there is no transition to turbulence flow of laminar separation as opposed to higher Reynolds number flows where transition to turbulence results in reattachment of the flow and improve aerodynamic characteristics of the airfoil. Therefore it is important to understand low Reynolds number unsteady behaviour of airfoils in order to optimise airfoils for these flow regimes as well as high reynolds number turbulent airfoil flows. The present work consist of two main parts, laminar and turbulent flow conditions. Flowfield around a pitching airfoil is simulated by solving viscous Navier- Stokes equations in a Finite Volume discretization scheme with MUSCL approach. As the dynamic stall behaviour is of primary interest, the study in laminar flow conditions includes analyses to reveal effects of the reduced frequency, mean incidence and Reynolds number. The reduced frequency of oscillation was found to have major effect on the flow field and on the normal force coefficient of the NACA 0012 airfoil. In all turbulent flow calculations, k-s turbulence model with wall function is used to predict fully turbulent flow conditions over a pitching NACA 0015 airfoil. Three pitching airfoil cases are selected to simulate no stall, stall onset, and deep stall regimes at Re = 2x1 06 and M = 0.3. Xll 76

ÖZET Çalışmanın amacı askı durumundaki bir rotor etrafındaki akış alanını Hesaplamalı Akışkanla Dinamiği Yardımıyla tahmin edebilmek ve kullanılan yöntemi helikopter rotor çiftine uygulamaktır. Çalışmanın ilk bölümünde burulmasız, ok açışız, dikdörtgen iz düşümüne sahip, açıklık oranı 6 olan ve NACA 0012 kanat profilinde oluşan bir rotor incelenmiştir. Çalışmanın ikinci kısmında ise ROBIN isimli model helkopter incelenmiştir. Bu modellerin seçilmesinin nedeni literatürde bu modellerle alaklı deneysel verilerin bulunmasıdır. Çalışmada araç olarak FLUENT isimli yazılım kullanılmıştır. Bu yazılım sonlu hacimler yöntemini kullanan bir yazlımdır. Çalışmanın ilk bölümünde rotordan yeterince uzakta bulunan sınırlara verilen sınır şartının akış alanına etkisi ve uyuşmaz ağ ara yüzün kullanılabilirliği incelenmiştir. Bu tip çalışmalarda karşılaşılan en büyük problemlerden biri olan uç girdabının sayısal yayınımım azaltabilmek için özel bir sayısal ağ yapısı kullanılmıştır. Rotorun dönmesi Çoklu Eksen Takımı Yöntemiyle belirtilmiş ve zamandan bağımsız bir çözüm alınmıştır. Toplam üç değişik durumun analizi yapılmıştır. İlk durum taşımasız düşük Mach sayılı, ikinci durum taşımalı düşük Mach sayılı üçüncü durum ise taşımalı ve yüksek Mach sayılıdır. Analizler sonucunda ilk iki durum basmç katsayısı dağılımı için deneysel verilere oldukça yakın çıkmıştır. Üçüncü durumda ise uyuşma bu kadar iyi değildir. Akış alanındaki şok dalgası yakalanamamıştır. Ek olarak uç girdabının çok çabuk gücünü yitirdiği gözlenmiştir. Ayrıca, sınır şartı tanımlamalarının ve ara yüz kullammmın çözümü olumsuz yönde etkilemediği de gözlenmiştir. Çalışmanın ikinci bölümünde ise rotor-gövde konfigürasyonu incelenmiş ve elde edilen sonuçlar deneylerle karşılaştalmıştır. Askı durumnda rotorun indüklediği akışkan gövde etrafinda zaman bağlı bir akım karakteristiği oluşturduğu için Çoklu Eksen Takımı Yöntemi bu durumda çok iyi sonuçlar vermemiştir. Bu nedenle zamana bağlı analizler de yapılmış ve çalışmaya eklenmiştir. ıx SUMMARY Aim of the study is to calculate a rotor flow field in hover by using Computational Fluid Dynamics and to apply the method to a rotor-fuselage configuration. In the first part of the study, a two bladed, untwisted, rigid rotor which has aspect ratio of 6 is investigated. The blade sections are made of NACA0012 airfoils and the blade has a rectangular planform. The reason of this choice is that there is a lot of experimental data for the rotor. FLUENT, a computational fluid dynamic code which uses finite volume method was used as a tool. The effectiveness of the boundary conditions type defined on a far field boundary and non conformal grid interface is also investigated. A special mesh was used in order to minimize the numerical diffusion of the tip vortex, one of the biggest problems for this kind of study. Rotation of the rotor is defined using Multiple Reference Frame and steady calculations were performed. In total, five different flight conditions were calculated. First one is a non-lifting case with a low tip Mach number, second one and fourth one are lifting cases with low tip Mach number and the third one and the fifth one are lifting cases with a high tip Mach number. Calculated pressure coefficients for low mach number cases are well agreed with experimental data, although, that of high mach number one is not so good. Shock wave could not be captured in the tip region of the rotor. In addition, it is realized that the tip vortex dissipated quickly. Moreover, it is observed that the used boundary conditions and non conformal grid interface is suitable for this kind of calculation. In the second part of the study, a rotor fuselage configuration is investigated using Multiple Reference Frame method. Conclusion is that it is not appropriate to use Multiple Reference Frame Method to capture the flow field around the fuselage because of the fact that the flow induced by rotor causes strong unsteadiness. Therefore, unsteady calculations have been done and compared to experimental data. 77

AKIŞKANLAR MEKANİĞİ PROBLEMLERİNİN SONLU ELEMANLAR YÖNTEMİ İLE İNCELENMESİ ÖZET Daimi olmayan akış problemlerini, birçok mühendislik problemleri ile çözme isteği geometrik olarak kompleks problemlere uygun algoritmaların geliştirilmesine neden olmaktadır. Bu tip problemleri çözmek için kullanılan yöntemler dört ana başlık altında sınıflandırılabilir: Sonlu Farklar Yöntemi, Sonlu Hacimler Yöntemi, Sonlu Elemanlar Yöntemi ve Sınır Eleman Yöntemi. Bu çalışmada bu tip problemleri çözmek için Sonlu Elemanlar yöntemi kullanılacaktır. Sonlu Elemanlar yöntemi akış alanının sonlu küçük elemanlar ile modellenmesi prensibine dayanır. Üç boyutlu cisimler etrafındaki akışın modellenmesi hesaplamalı akışkanlar mekamğinin temel çıkış noktalarındandır. Geometrinin ve akış alanının kompleks olması üç boyutlu hesaplamayı güçleştirir. Akış alanı farklı tipte elemanlar ile modellenebilir. Üç Boyutta kullanılan elemanlar, tetrahedral, hexahedral, prizmatik elemanlardır. Akış alanının uygun elemanlar ile modellenmesi çözümün doğruluğunu ve hassasiyetini artırır. Üç boyutlu ağların oluşturulmasında tetrahedral elemanlar hexahedral elemanlara göre kompleks geometrilerin modellenmesi açısından esneklik sağlar. Buna rağmen sınır tabakanın tetrahedral elemanlar ile modellenmesi daha zordur. Bu alanlarda çözüm gradyenleri yüzeye dik doğrultuda oluşur, buda bu bölgelerde yüksek açıklık oranlı elemanlar kullanma gerekliliğini ortaya koyar. Yapısal gridler viskoz bölgelerdeki akışların modellenmesinde etkilidirler. Üç boyutta kullanılan diğer bir eleman tipi de prizmatik elemanlardır. Bu tip ağlar cismin yüzeyini saran üçgen yüzeylerden ve yüzeye dik doğrultuda dörtgen yüzeylerden oluşur. Prizmatik ağlar akışa dik doğrultuda çok yüksek açıklık oranına, akış doğrultusunda geometrik esnekliğe sahiptirler. Üç boyutlu viskoz akış problemlerinin modellenmesinde prizmatik elemanların kullanılması literatürde gelişmekte olan bir konudur. Bu çalışmada, sınır tabaka bölgesinin prizmatik elemanlar geri kalan çözüm bölgesinin tetrahedral elemanlar ile modellendiği, üç boyutlu sıkıştmlamaz, viskoz akış problemlerinin çözümünde kullanılacak bir sonlu elemanlar uyarlamasi gerçekleştirilmiştir. vuı ANALYSIS OF FLUID MECHANIC PROBLEMS WITH FINITE ELEMENT METHOD SUMMARY Finite element method for fluid flow problems are represented in this study. The governing equations are written in non dimensional form and the Fractional Step method is employed to time discretization. Galerkin Finite Element method is used for the finite element discretization of space for the unsteady incompressible Navier Stokes equations. The Pseudo-second order velocity/first order pressure interpolation elements are used in this study. These elements satisfy the div-stability condition and using these elements is expected to reduce the memory requirement. The hybrid tetra elements are analyzed in this study. Hybrid tetra grids consist of layers of prism elements near the boundary surfaces and tetrahedral elements in the interior region. As compared with the pure tetrahedral grids, hybrid grids allow more adequate modeling of the close-to- wall physics of the flow. Prism elements are split into tetrahedral elements for the solutions. The purpose of this study is to analyze the fluid flow problems with finite element method using pseudo-second order velocity/first order pressure interpolation elements and hybrid tetra grids. Three dimensional lid driven cavity flow is analyzed. Results are obtained for using the pseudo-second-order velocity interpolation elements for tetra and hybrid tetra grids. Comparison with other numerical data is presented. A three dimensional analysis of human nasal cavity is also studied. The objective of this study is to examine the relationships between nasal geometry and flow. A three dimensional computational model of airflow in the human nasal cavity is presented to gain more information about the complex flow pattern in the nose. The model represents the general structure of the nose with some geometric simplifications. The use of a finite element numerical approach with hybrid tetra grids with pseudo- second order velocity elements will provide detailed information of the velocity field in every location in the nasal cavity. IX 53