Geri Dön

Simulation of three-dimensional inviscid flow inside rocket engine nozzles

Roket lüleleri içindeki üç boyutlu, sürtünmesiz gaz akışının sayısal çözümü

  1. Tez No: 116291
  2. Yazar: BOĞAÇHAN ALPHAN
  3. Danışmanlar: PROF. DR. M. HALUK AKSEL
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Unstructured Euler Solver, Finite Volume Method, Flux Difference Splitting, Upwind Scheme, Explicit time-marching, explicit multi-step Runge-Kutta time-integration. IV
  7. Yıl: 2001
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: Orta Doğu Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
  13. Sayfa Sayısı: 117

Özet

ÖZET ROKET LÜLELERİ İÇİNDEKİ ÜÇ BOYUTLU, SÜRTÜNMESİZ GAZ AKIŞININ SAYISAL ÇÖZÜMÜ Alpan, Boğaçhan Yükesek Lisans, Makina Mühendisliği Bölümü Tez Danışmanı: Prof. Dr. M. Haluk Aksel Aralık 2001, 102 sayfa Roket lülesi içerisindeki sürtünmesiz gaz akışının zamanla değişmeyen çözümünü bulabilmek için, akışın matematiksel modeli olan Euler denklemlerini çözen bir bilgisayar programı geliştirilmiştir. Üçgen piramitlerden oluşan düzensiz hacimler için, hücre merkezli sonlu hacim ve belli alandan geçen akış farklarının ayrıştırılması yöntemleri ile korunmuş haldeki Euler denklemleri sayısal olarak parçalanmıştır. Zaman içindeki parçalı toplam 3 adımlı açık Runge-Kutta yöntemiyle hesaplanmış, ve zamanla değişmez çözüme ulaşma süresini kısaltmak için bölgesel zaman adımları kullanılmıştır. Piramitin köşe noktalarındaki çözümler yeniden yapılandırma yöntemi ile hücre içi çözümleri bulunduktan sonra bunlara bağlı olarak hesaplanmıştır. Yapay sönümleme yöntemi kullanılmamıştır. Giriş ve çıkış sınırlarında bir boyutlu karakteristik yöntemi kullanılmış, duvarlarda ise akışın yüzeye teğet geçişi şartı uygulanmıştır. Duvardan akı geçmeme şartı, akışkana ait hal değişkenlerinin duvarın iki tarafında eşitlenmesi ile sağlanmıştır. Çözücü program nesneye yönelik programlama kaideleri kullanılarak C++ dilinde geliştirilmiştir. Bu, üç boyutlu akış geometrisinin doğurduğu karmaşık veri yapılarının daha kolay idare edilmesini sağlamıştır.TUNES-3D adındaki yazılım Windows işletim sistemi altında Grafik Kullanıcı Arabirimi 'ne sahip bir şekilde geliştirilmiştir. Kodun çözücü kısmını yüksek önceliğe sahip ayrı bir işlem olarak çalıştırmaktadır, dolayısıyla eşzamanlı çözüm için bir zemin hazırlamaktadır. Problemin geometrisi katı modelleme yapabilen bir bilgisayar destekli tasarım yazılımı kullanılarak modellenmiş ve model ANSYS yazılımına aktarılarak burada üçgen piramitlerden oluşan çözüm ağı oluşturulmuştur. Oluşturulan program çeşitli hızlardaki akışlar için üç boyutlu Ni tümseği, konik 45°- 15° eğimli daralan-genişleyen lüle, değişik arka vana basınçları için parabolik daralan-genişleyen lüle, giriş hızı Y-ekseninde değişen 90° dönüşlü kanal, ve içindeki sesüstü akışa püskürtme yapılan genişleyen lüle üzerinde test edilmiştir. Anahtar kelimeler. Euler denklemleri, Sonlu hacim metodu, Akış farkı ayrıştırımı, Akış yönüne bağlı yöntem, açık zaman ilerlemeli, açık çok adımlı Runge- Kutta parçalı zaman toplamı. vı

Özet (Çeviri)

ABSTRACT SIMULATION OF THREE-DIMENSIONAL INVISCID FLOW INSIDE ROCKET ENGINE NOZZLES Alpan, Boğaçhan M.S. Department of Mechanical Engineering Supervisor: Prof. Dr. M. Haluk Aksel December 2001, 102 pages A solver code is developed in order to simulate the three-dimensional, inviscid flow inside the rocket nozzle, which numerically solves the underlying compressible, unsteady Euler equations in order to obtain the steady state solution. Conservative form of Euler equations are discretized using a first-order upwind scheme (Flux difference splitting) for an unstructured mesh composed of tetrahedrons, in connection with a cell-centered finite volume method. 3 -stage multi- step explicit Runge-Kutta method is used for time integration, and local time stepping is used to accelerate convergence to steady state. Solutions at vertex nodes are updated by a node reconstruction process after cell center calculations. Artificial damping is not applied. Inlet and outlet boundary conditions use one-dimensional method of characteristics, and flow tangency condition is imposed on the walls. No flux through the walls is accomplished by setting the left and right states at the wall equal. The solver is written with C++, using Object Oriented features. This allowed easier handling of the complicated data structures required by the three-dimensional geometry. The code also has vector classes to handle vector operations compactly. IllThe application, TUNES-3D is developed for the Windows environment with a Graphical User Interface (GUI). It spawns the solver code as a separate higher priority process, hence building a basement for parallel processing. The geometry is drawn with CAD software, imported into ANSYS and meshed into tetrahedrons. The code is tested on a three-dimensional Ni-bump channel for various flow regimes, a conical 45°- 15° convergent-divergent nozzle, a parabolic convergent- divergent nozzle with various flow regimes, a 90° bent elbow with inlet velocity profile, and finally a divergent nozzle with supersonic flow and injection.

Benzer Tezler

  1. Computation of external flow around rotating bodies

    Dönel cisimler etrafında dış akış çözümlemesi

    OKTAY GÖNÇ

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2005

    Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Bölümü

    DR. MEHMET ALİ AK

    PROF.DR. HALUK AKSEL

  2. Numerical simulation of rotary wing flowfields on parallel computers

    Döner kanat akış alanlarının paralel bilgisayarlar üzerinde sayısal simülasyonu

    EMRE ALPMAN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2001

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. YUSUF ÖZYÖRÜK

  3. Numerical simulation of aircraft icing with an adaptive thermodynamic model considering ice accretion

    Buz birikimini göz önüne alarak uyarlanmış bir termodinamik model ile uçakta buzlanmanın sayısal benzetimi

    HADI SIYAHI

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2022

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. AHMET CİHAT BAYTAŞ

  4. Gemi etrafındaki sınır tabakanın incelenmesi

    A Study on the boundary layer surrocnding ship hulls

    BARIŞ BARLAS

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    1999

    Gemi Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    PROF.DR. ALİ İHSAN ALDOĞAN

  5. Hipersonik akışta şok-şok ve şok-sınır tabaka etkileşim mekanizmalarının incelenmesi ve ortaya çıkan yüzey isı transferi açısından değerlendirilmesi

    Numerical investigation of shock-shock and shock-boundary layer interaction mechanisms and in terms of surface heat transfer at hypersonic flow

    AHMET SELİM DURNA

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2018

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. BAYRAM ÇELİK