Geri Dön

Ablation modeling of thermal protection systems of blunt-nosed bodies at supersonic flight speeds

Süpersonik hızda uçan küt burunlu hava araçları ısı kalkanı sistemlerinin aşınma modellemesi

  1. Tez No: 341096
  2. Yazar: BUĞRA ŞİMŞEK
  3. Danışmanlar: PROF. DR. HAFİT YÜNCÜ
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Havacılık Mühendisliği, Makine Mühendisliği, Aeronautical Engineering, Mechanical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Ablasyon, Isı Kalkanı Sistemleri, Süblimleşebilen Ablatif, Ablation, Thermal Protection System, Subliming Ablative
  7. Yıl: 2013
  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: 87

Özet

Bu tezin amacı süpersonik hızlarda uçan bir hava aracının ısı koruma sisteminin, aerodinamik ısınma altındaki ablasyona bağlı şekil değişimini ve sıcaklık dağılımını sonlu elemanlar yöntemi kullanarak bulmaktır. Isı kalkanı malzemesi olarak süblimleşebilir bir ablatif kullanılmıştır. Aşınma analizleri için gerekli olan malzeme özellikleri ve aşınma ölçütleri DSC ve TGA yöntemleri kullanılarak bulunmuştur. DSC malzemenin özgül ısı kapasitesinin sıcaklığa bağlı değişimini ,TGA ise malzemenin ağırlığının sıcaklığa bağlı değişimini ölçebilen termal ölçüm yöntemleridir. Oksiasetilen ablasyon testlerinde ablatif malzemenin aşınma miktarları ölçülmüş, sonuçları analitik sonuçlarla karşılaştırılmıştır. Test sonuçları ile analitik sonuçlar arasındaki fark, Tablo 7'de görüldüğü gibi maksimum %3'tür. Sonlu eleman analizleri için ANSYS yazılımı kullanılmıştır. Aşınma simülasyonu için APDL (ANSYS Parametrik Tasarım Dili) program dili kullanılarak nümerik bir algoritma hazırlanmış olup eleman öldürme özelliği aşınma için kullanılmıştır. Eleman boyutu ve zaman aralığının analiz sonuçlarına etkisini görebilmek amacıyla oksiasetilen test sonuçları kullanılmıştır. Nümerik algoritma, süpersonik bir roketin süblimleşebilir ablatiften üretilmiş olan burun bölgesine de uygulanmıştır.Analizlerde burun bölgesinin kullanılma sebebi roket için burun aşınmasının istenen yörüngenin takip edilmesinde önemli etkisinin olmasıdır. Ayrıca burun kısmında yer alan aviyonik sistemler için sıcaklığın kritik seviyelere yükselmemesi gerekmektedir. Geliştirilenalgoritma yardımıyla, uçuş süresi boyunca maruz kalınan aerodinamik ısınma altında, burun kısmının uçuş sonunda gösterdiği şekil değişikliği ve bu kısımda görülen sıcaklık dağılımı elde edilmiştir. Ayrıca aşınmanın roket menzili ve roket çevresindeki akış üzerindeki etkisi Missile DATCOM ve HAD (hesaplamalı akışkanlar dinamiği) analiz araçları ile incelenmiştir.

Özet (Çeviri)

The objective of this thesis is to predict shape change due to ablation and to find temperature distribution of the thermal protection system of a supersonic vehicle under aerodynamic heating by using finite element method. A subliming ablative is used as thermal protection material. Required material properties for the ablation analyses are found by using DSC (Differential Scanning Calorimetry) and TGA (Thermogravimetric Analysis) thermal analysis techniques. DSC is a thermal analysis technique that looks at how a material's specific heat capacity is changed by temperature and TGA is a technique in which the mass of a substance is monitored as a function of temperature. Moreover, oxyacetylene ablation tests are conducted for the subliming ablative specimens and measured recession values are compared with the analytically calculated values. Maximum difference between experimental results and analytical results is observed as 3% as seen in Table 7. For the finite element analyses, ANSYS Software is used. A numerical algorithm is developed by using programming language APDL (ANSYS Parametric Design Language) and element kill feature of ANSYS is used for simulation of ablation process. To see the effect of mesh size and time step on the solution of analyses, oxyacetylene test results are used. Numerical algorithm is also applied to the blunt-nosed section of a supersonic rocket which is made from subliming ablative material. Ablation analyses are performed for the nose section because nose recession is very important for a rocket to follow the desired trajectory and nose temperature is very important for the avionics in theinner side of the nose. By using the developed algorithm, under aerodynamic heating, shape change and temperature distribution of the nose section at the end of the flight are obtained. Moreover, effects of ablation on the trajectory of the rocket and on the flow around the rocket are examined by Missile DATCOM and CFD (computational fluid dynamics) analysis tools.

Benzer Tezler

  1. Shape change and ablation modelling of thermal protection systems of high-speed aerospace vehicles

    Yüksek hızda uçan hava-uzay araçları ısı kalkanı sistemlerinin ablasyon ve şekil değişimi modellemesi

    GÖRKEM ERTÜRK

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2003

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF.DR. MEHMET AKGÜN

  2. Ablation modeling for high speed internal and external flows

    Yüksek hızlı ı̇ç ve dış akışlar ı̇çı̇n ısıl aşınmanın modellenmesı̇

    OĞUZ KAAN ONAY

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2020

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. SİNAN EYİ

  3. Mikrodalga ablasyon sisteminde NiTi malzeme tabanlı biyoımplant anten tasarımı ve uygulamaları

    Design and applications of NiTi material based bioimplant antenna in microwave ablation system

    AHMET RİFAT GÖRGÜN

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2019

    BiyomühendislikSüleyman Demirel Üniversitesi

    Elektronik ve Haberleşme Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. SELÇUK ÇÖMLEKÇİ

    PROF. DR. ADNAN KAYA

  4. Modeling of cutting forces in micro milling including run-out

    Salgılı mikro frezelemede kesme kuvvetlerinin modellenmesi

    MUAMMER KANLI

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2014

    Makine Mühendisliğiİhsan Doğramacı Bilkent Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. YİĞİT KARPAT

  5. Aerothermochemical erosion of solid rocked graphite nozzle throots

    Katı yakıtlı roket grafit lüle boğazının aerothermokimyasal erozyonu

    MEHMET ALİ AK

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    1995

    Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    DOÇ.DR. HÜSEYİN VURAL