Numerical investigation of aerothermal heating in hypersonic shock–wave/boundary-layer interactions induced by surface protrusion
Hipersonik akışta yüzey çıkıntıları tarafından oluşturulan şok dalgası/sınır tabaka etkileşimlerinde aerotermal ısınmanın sayısal yöntemlerle incelenmesi
- Tez No: 1015937
- Danışmanlar: PROF. DR. BAYRAM ÇELİK
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2026
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Hipersonik uçuşta karşılaşılan başlıca zorluklardan biri, şok dalgası–sınır tabakası etkileşimleri sonucu ortaya çıkan şiddetli aerodinamik ısınmadır. Bu etkileşimler, yüksek hızlı sıkıştırılabilir bir akışın araç yüzeyindeki yüzey pürüzlülükleri, geometrik süreksizlikler veya duvara monte edilmiş çıkıntılar gibi akışı bozucu unsurlarla karşılaşması durumunda meydana gelir. Bu koşullar altında, engelin önünde oluşan sıkıştırma etkisi nedeniyle gelen sınır tabakası önemli ölçüde bozulur ve karmaşık üç boyutlu bir akış etkileşimi ortaya çıkar. Bu etkileşim genellikle çıkıntının önünde oluşan bir yay şoku, şok sistemi ile ilişkili ters basınç gradyanı nedeniyle oluşan yukarı akım sınır tabakası ayrılması ve engel etrafında gelişen karmaşık vortikal yapıların oluşumu ile karakterize edilir. Ortaya çıkan akış alanı oldukça karmaşıktır ve şok dalgaları, ayrılmış kayma tabakaları ve duvar yakınındaki vortikal hareketler arasında güçlü bir etkileşim içerir. Bu akış özellikleri, özellikle sınır tabakasının ayrıldığı ve daha sonra yüzeye yeniden bağlandığı bölgelerde yerel taşınım yoluyla gerçekleşen ısı transferini önemli ölçüde etkiler. Bu bölgelerde, yüksek enerjili akışkanın duvara doğru taşınımının artması nedeniyle yerel duvar ısı akısı önemli ölçüde artabilir. Bu nedenle, şok dalgası–sınır tabakası etkileşimlerinde ısı transferi artışına neden olan mekanizmaların anlaşılması, hipersonik araçların termal koruması ve yapısal bütünlüğü açısından kritik öneme sahiptir. Bu mekanizmaların ayrıntılı olarak anlaşılması, mühendislerin yüzey ısıl yüklerini daha doğru şekilde tahmin etmelerine ve hipersonik uçuş sırasında karşılaşılan aşırı çevresel koşullara dayanabilecek termal koruma sistemleri tasarlamalarına olanak tanır. Bu çalışmada, duvara monte edilmiş bir çıkıntının neden olduğu üç boyutlu şok dalgası–sınır tabakası etkileşimi sayısal olarak incelenmiş ve özellikle serbest akım toplam entalpisinin oluşan akış yapısı ve yüzey ısınma karakteristikleri üzerindeki etkisi araştırılmıştır. Hipersonik akışlarda serbest akım toplam entalpisi, gazı ın termodinamik durumunu ve yüzeyde oluşan aerodinamik ısınmanın büyüklüğünü belirleyen önemli parametrelerden biridir. Bununla birlikte, toplam entalpideki değişimlerin etkileşim topolojisini ve buna bağlı ısı transferi mekanizmalarını nasıl etkilediği hâlen önemli bir araştırma konusudur. Bu nedenle, entalpinin etkisini izole edebilmek amacıyla parametrik çalışmada serbest akım Mach sayısı ve Reynolds sayısı sabit tutulmuştur. Bu iki parametrenin sabit tutulması sayesinde, yalnızca serbest akım toplam entalpisindeki değişimlerin etkileşim yapısı ve yüzeyde oluşan ısıl yükler üzerindeki etkisi değerlendirilebilmektedir. Simülasyonlar, sıkıştırılabilir hipersonik akış ortamlarında şok yapılarının, sınır tabakası davranışının ve vortikal akış özelliklerinin ayrıntılı olarak çözümlenmesine olanak sağlayan Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (CFD) yöntemleri kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Elde edilen akış alanı ayrıntılı bir şekilde analiz edilmiş; şok yapıları, ayrılma bölgeleri, vortikal hareketler, duvar ısı akısı dağılımları ve ısı transferinin artmasına neden olan ilgili termal taşınım mekanizmaları kapsamlı biçimde incelenmiştir. Başlangıçta, sayısal yaklaşımın ve çözücünün doğruluğunu değerlendirmek amacıyla düz bir plaka üzerine yerleştirilmiş dikdörtgen prizma geometrisi kullanılarak bir doğrulama çalışması gerçekleştirilmiştir. Simülasyonlar, çeşitli uzaysal ve zamansal ayrıklaştırma şemalarıyla şok dalgalarını ve temas süreksizliklerini çözebilen sıkıştırılabilir Navier–Stokes çözücüsü olan High-Speed Aerodynamic Solver (HiSA) kullanılarak yapılmıştır. Farklı Reynolds-Ortalamalı Navier–Stokes (RANS) türbülans modelleri incelenerek performansları değerlendirilmiştir. Çıkıntı çevresindeki duvar ısı akısı dağılımları deneysel ölçümlerle karşılaştırılmış ve özellikle akım yönü yukarısındaki ayrılma ve yeniden yapışma bölgelerinde iyi bir uyum elde edilmiştir. Bununla birlikte, karmaşık üç boyutlu vortikal hareketin baskın olduğu bazı bölgelerde belirgin farklılıklar gözlenmiştir. Doğrulama çalışmasının ardından üç boyutlu akış alanının ayrıntılı bir analizi gerçekleştirilmiştir. İki boyutlu konfigürasyonlarda olduğu gibi, akış çıkıntının önünde ayrılarak bir ayrılma kabarcığı oluşturmakta ve ön kenar yakınlarında yeniden yapışmaktadır. Ancak üç boyutlu durumda, yanal akış rahatlaması çıkıntının tabanı etrafında bir at nalı girdapi oluşmasına neden olur. Bunun yanında, çıkıntının kenarlarında akış yönünde uzanan ek yan girdapler meydana gelir. Bu vortikal yapılar, momentum ve termal enerjinin yeniden dağıtılmasında baskın rol oynar ve çıkıntının tabanı, köşeleri ve yan yüzeyleri boyunca yerel ısı akısı artışlarına yol açar. Ayrılma, yeniden yapışma ve girdap kaynaklı taşınım arasındaki etkileşimler yüzeydeki toplam ısı transferi dağılımını belirleyen temel mekanizmalardır. Serbest akım entalpisinin rolü, serbest akım Mach ve Reynolds sayıları sabit tutularak değerlendirilmiştir. Serbest akım toplam entalpisinin artırılması, yüzey ısı akısının yerel büyüklüğünü artırmakta ve etkileşim bölgesindeki maksimum ısınmanın meydana geldiği sıcak noktanın (hotspot) alanını genişletmektedir. Başlangıçta çıkıntının ön kenar köşesine yakın sınırlı bir bölgede bulunan ana sıcak nokta, daha sonra yanal yönde genişleyen yüksek ısınma bölgesine dönüşmekte ve maksimum ısı akısı değerleri girdaplerin hâkim olduğu yan bölgelere doğru yayılmaktadır. Ayrılmış akışın yeniden yapışması, daha yüksek entalpi değerlerinde termal taşınımı belirgin biçimde artırmakta ve özellikle yeniden yapışan kayma tabakasının altında ve at nalı girdap ile yan girdap kolları boyunca Stanton sayısı ve yüzey sürtünmesi seviyelerinde güçlü artışlara neden olmaktadır. Buna karşılık, basınç dağılımları neredeyse değişmeden kalmakta, yalnızca şok kaynaklı yerel basınç tepe değerlerinde hafif bir azalma gözlenmektedir. Bu durum, artan termal yüklerin basınç kaynaklı aerodinamik yüklerde benzer bir artışla birlikte gerçekleşmediğini göstermektedir. Serbest akım entalpisi arttıkça şoklar boyunca yoğunluk gradyanları zayıflamakta, ancak genel şok yapısı ve ayrılma topolojisi korunmaktadır. Vortikal yapıların varlığı, etkileşim bölgesinde momentum ve termal enerjinin yeniden dağıtılmasında belirleyici rol oynamaktadır. Girdapler yüzey boyunca aşağı akım yönünde taşınırken, dış akımdaki yüksek enerjili akışkanın duvara doğru taşınmasına neden olmakta ve böylece yerel ısı transferini artırmaktadır. Bu süreç, özellikle çıkıntının tabanı civarında, köşelerin akım üstündeve vortikal hareketin güçlü olduğu yan bölgelerde yüksek ısı akısına sahip yerel bölgelerin oluşmasına yol açmaktadır. Ayrılmış kayma tabakası, yeniden yapışma süreci ve girdap kaynaklı taşınım mekanizmaları arasındaki etkileşim, yüzey ısınmasının mekânsal dağılımını nihai olarak belirlemektedir. Sonuç olarak, yüzeyde gözlenen ısı akısı dağılımı oldukça düzensizdir ve akış alanının üç boyutlu yapısından güçlü biçimde etkilenmektedir. Genel olarak bu çalışmanın sonuçları, serbest akım toplam entalpisinin artırılmasının, etkileşim bölgesindeki termal yüklerin büyüklüğünü ve uzaysal yayılımını önemli ölçüde artırdığını ancak akışın küresel topolojisini temelde değiştirmediğini göstermektedir. Farklı entalpi seviyelerinde temel şok yapıları, ayrılma hatları ve girdap sistemleri geometrik olarak büyük ölçüde benzer kalırken, akışın termal tepkisi belirgin biçimde güçlenmektedir. Bu bulgular, üç boyutlu şok dalgası/sınır tabakası etkileşimlerinde ısı transferi artışını yöneten mekanizmalar hakkında önemli bilgiler sunmakta ve hipersonik araç tasarımında yüzey ısınmasını öngörürken entalpi etkilerinin dikkate alınmasının önemini vurgulamaktadır. Bu çalışmadan elde edilen sonuçlar, gelecekteki hipersonik sistemler için daha doğru termal tahmin yöntemlerinin ve daha dayanıklı termal koruma stratejilerinin geliştirilmesine katkı sağlayabilir.
Özet (Çeviri)
One of the primary challenges encountered in hypersonic flight is the severe aerodynamic heating that arises from shock–wave/boundary-layer interactions (SWBLI). These interactions occur when a high-speed compressible flow encounters disturbances on the vehicle surface, such as surface roughness elements, geometric discontinuities, or wall-mounted protrusions. Under such conditions, the incoming boundary layer is strongly disturbed by the compression generated ahead of the obstacle, giving rise to a complex three-dimensional flow interaction. This interaction typically consists of a bow shock forming ahead of the protrusion, upstream boundary-layer separation induced by the adverse pressure gradient associated with the shock system, and the development of intricate vortical structures that evolve around the obstacle. The resulting flow field is highly complex and involves strong coupling between shock waves, separated shear layers, and near-wall vortical motion. These flow features significantly influence the local convective heat-transfer behavior, particularly in regions where the boundary layer separates and subsequently reattaches to the surface. In such locations, the local wall heat flux can increase dramatically due to the intensified transport of high-energy fluid toward the wall. Consequently, understanding the mechanisms responsible for heat-transfer amplification in shock–wave/boundary-layer interactions is of critical importance for the thermal protection and structural integrity of hypersonic vehicles. A detailed understanding of these mechanisms allows engineers to better predict surface heating loads and to design thermal protection systems capable of withstanding the extreme environments encountered during hypersonic flight. The present study conducts a numerical investigation of the three-dimensional shock–wave/boundary-layer interaction induced by a wall-mounted protrusion, with particular emphasis on understanding the influence of the freestream total enthalpy on the resulting flow structure and surface heating characteristics. In hypersonic flows, the freestream total enthalpy plays a significant role in determining the thermodynamic state of the gas and the magnitude of aerodynamic heating experienced by the surface. However, the specific manner in which variations in total enthalpy influence the interaction topology and the associated heat-transfer mechanisms remains an important topic of investigation. In order to isolate the effect of enthalpy, the freestream Mach number and Reynolds number are maintained constant throughout the parametric study. By keeping these two parameters fixed, it becomes possible to evaluate how variations in the freestream total enthalpy alone influence the structure of the interaction and the resulting thermal loads on the surface. The simulations are performed using Computational Fluid Dynamics (CFD) techniques, which enable the detailed resolution of shock structures, boundary-layer behavior, and vortical flow features in hypersonic flow regime. A comprehensive analysis of the resulting flow field is carried out, including examination of shock structures, separation regions, vortical motion, wall heat flux distributions, and the associated thermal transport mechanisms responsible for heat-transfer amplification. An initial validation study is conducted using a rectangular prism mounted on a flat plate to assess the accuracy of the numerical approach and the solver. The simulations are performed using the High-Speed Aerodynamic Solver (HiSA), a compressible Navier–Stokes solver capable of resolving shock waves and contact discontinuities with various spatial and temporal discretization schemes. Several Reynolds-Averaged Navier–Stokes turbulence models are examined to evaluate their performance. Wall heat-flux distributions around the protrusion are compared with experimental measurements, showing good agreement in the upstream separation and reattachment regions. At the same time, some discrepancies are observed in areas dominated by complex three-dimensional vortical motion. Following validation, a detailed analysis of the three-dimensional flow field is conducted. As in two-dimensional configurations, the flow separates upstream of the protrusion, forming a separation bubble and reattaching near the leading edge. However, in the three-dimensional case, lateral flow relief leads to the formation of a horseshoe vortex around the base of the protrusion, along with additional streamwise-oriented side vortices generated at the protrusion edges. These vortical structures play a dominant role in redistributing momentum and thermal energy, resulting in localized heat-flux amplification near the protrusion foot, its corners, and along the lateral sides. The interactions among separation, reattachment, and vortex-induced transport govern the overall heat-transfer distribution on the surface. The role of the freestream enthalpy is assessed by maintaining the freestream Mach and Reynolds numbers fixed to isolate their influence on flow topology and surface heating. Increasing the freestream total enthalpy amplifies the magnitude of the surface heat flux locally and extends the hotspot of maximum heating within the interaction region. The primary hotspot, initially confined near the protrusion leading-edge corner, evolves into a laterally extended high-heating zone, with peak heat-flux levels spreading into the vortex-dominated side regions. Reattachment of the separated flow markedly intensifies thermal transport at higher enthalpy, leading to strong amplification of the Stanton number and skin-friction levels, particularly beneath the reattaching shear layer and along the horseshoe and side vortex legs. In contrast, pressure distributions remain nearly invariant, while local shock-induced pressure peaks slightly weaken, indicating that a corresponding intensification of pressure-related aerodynamic loading does not accompany increased thermal loading. As the freestream enthalpy increases, density gradients across shocks weaken, while preserving the overall shock structure and separation topology. The presence of these vortical structures plays a dominant role in redistributing momentum and thermal energy within the interaction region. As the vortices convect downstream along the surface, they transport high-energy fluid from the outer flow toward the wall, thereby intensifying local heat transfer. This process leads to the formation of localized regions of elevated heat flux near the base of the protrusion, particularly at the upstream corners and along the lateral sides of the obstacle, where vortical motion is strongest. The interaction between the separated shear layer, the reattachment process, and the vortex-induced transport mechanisms ultimately governs the spatial distribution of surface heating. As a result, the heat-flux pattern observed on the surface is highly non-uniform and strongly influenced by the three-dimensional structure of the flow field. Overall, the results of the present study demonstrate that increasing freestream total enthalpy primarily intensifies the magnitude and spatial extent of thermal loading within the interaction region without fundamentally altering the global flow topology. The underlying shock structures, separation patterns, and vortex systems remain geometrically similar across the different enthalpy levels, while the flow's thermal response becomes significantly stronger. These findings provide valuable insight into the mechanisms governing heat-transfer amplification in three-dimensional shock–wave/boundary-layer interactions and highlight the importance of accounting for enthalpy effects when predicting surface heating in hypersonic vehicle design. The improved understanding gained from this study can contribute to the development of more accurate thermal prediction methods and more robust thermal protection strategies for future hypersonic systems.
Benzer Tezler
- Improvement of aerothermal and aerodynamic performance at the typical squealer tip of aerocraft turbine blade
Havacılık türbin kanatlarının sıyırıcı uçlarında aerotermal ve aerodinamik performansın iyileştirilmesi
MUSTAFA GÜNEŞ
Yüksek Lisans
İngilizce
2025
Uçak MühendisliğiTürk Hava Kurumu ÜniversitesiMakine ve Uçak Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ OMID KARIMI SADAGHIANI
- Eksenel gaz türbini kanat ucu geometrisinin hesaplamalı akışkanlar dinamiği ile aerotermal tasarımı
Aerothermal design of axial gas turbine blade tip using computational fluid dynamics
CEM BERK ŞENEL
Yüksek Lisans
Türkçe
2016
Savunma ve Savunma Teknolojileriİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. LEVENT ALİ KAVURMACIOĞLU
- Gaz türbini kanat ucu geometrisinin aerodinamik ve ısıl optimizasyonu
Aerothermal optimization of axial gas turbine blade tip geometry
HIDIR MARAL
Doktora
Türkçe
2018
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ LEVENT ALİ KAVURMACIOĞLU
- Numerical analysis of hammershock phenomena in RAE-M2129 S-shaped air intake
RAE-M2129 S-şekilli hava alığındaki hammershock olaylarının sayısal analizi
OSMAN VEYSEL ÖZDEMİR
Yüksek Lisans
İngilizce
2022
Havacılık ve Uzay MühendisliğiSivas Bilim ve Teknoloji ÜniversitesiSavunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ HUMAN AMIRI
DR. UMUT CAN KÜÇÜK
- Cooling performance investigation of a two-pass rib-roughened channel
U dönüşlü kanalda soğutma performansı araştırması
İSA KAVAS
Yüksek Lisans
İngilizce
2015
Havacılık ve Uzay MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. DİLEK FUNDA KURTULUŞ
DR. TOLGA YASA