Dynamic instability of a slender flexible aerospace vehicle
Narin esnek bir uzay aracının dinamik kararsızlığı
- Tez No: 485249
- Danışmanlar: PROF. DR. METİN ORHAN KAYA
- Tez Türü: Doktora
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aircraft Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2017
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 136
Özet
Bu çalışmada narin ve esnek bir uzay aracının dinamik ve kararsızlık davranışları incelenmiştir. Roket, füze ya da fırlatma aracı olarak da tanımlanabilen uzay aracını modellemek için iki ayrı kiriş teorisi kullanılmıştır. Bunlardan ilki Euler-Bernoulli kiriş teorisi, diğeri ise ince cidarlı kompozit kiriş teorisidir. Bu analizlerde özellikle itki kuvvetine maruz kalan bir fırlatma aracının çeşitli karakteristik özelliklere sahip olduğu durumlarda ve çeşitli uçuş koşulları göz önünde bulundurularak dinamik kararsızlıkları hesaplanmıştır. Bu çalışmanın literatüre katkısı daha önce farklı kiriş teorileri ile hesaplanmış olan roketlerin dinamik kararlılığının, ince cidarlı kompozit kiriş teorisi kullanılarak hesaplanmış olmasıdır. İlk olarak serbest uçuş yapan narin esnek bir uzay aracının dinamik kararsızlık analizleri tamamlanmıştır. Öncelikle narin olarak tanımlanan ve sabit roket itkisine maruz bırakılan roket gövdesi klasik bir uniform kiriş (Euler-Bernoulli kirişi) olarak tasarlanmıştır. Yapısal model olarak dinamik kararlılığı bulmak için takipçi kuvvet altında tek boyutlu serbest uçlara sahip kiriş kabul edilmiştir. Korunumlu olmayan bir sistem olarak belirlenen aracın hareket denklemleri genişletilmiş Hamilton prensibi kullanılarak çıkarılmıştır. Sonlu elemanlar yöntemi kullanılarak roketin doğal frekans karakteristikleri belirlenmiştir. Roketin statik ve dinamik kararsızlığı artan itki kuvveti göz önünde bulundurularak belirlenmiştir. Bu bağlamda kritik itki kuvveti bulunmuştur. İtki kuvveti ile yanal titreşim modlarının değiştiği kaydedilmiştir. Bu durum için nümerik sonuçlar gösterilmiş ve referans çalışmalar ile kıyaslamalar verilmiştir. Kararlılık karakteristikleri roketin tasarımına ve fiziksel koşullara göre değişim göstermektedir. Roketin kütlesi, katılığı ve maruz kaldığı itki kuvveti değiştikçe sistemin kararlılığı da değişir. Elde edilen sonuçlara bakıldığında itki kuvveti arttıkça sistemin doğal frekanslarının azaldığı gözlemlenmiştir. Ayrıca doğal frekans sıfıra ulaştığı zaman ıraksama kararsızlığı oluşur. Doğal frekanslar tek bir modda birleştiğinde ise itki kuvveti kritik değere ulaşır ve bu duruma çırpınma kararsızlığı denir. Ayrıca bu tez kapsamında gerçekçi ölçülere ve özelliklere sahip iki adet fırlatma aracının analizleri yapılmıştır. Fırlatma araçlarının doğal titreşimleri ve aeroelastik kararlılığı üzerine çalışılmıştır. İki ucu serbest olan ve simetrik olmayan kiriş olarak tanımlanan sistemin hareket denklemlerini elde etmek için ayrık kütleler metodu kullanılmıştır. Etki katsayıları göz önünde bulundurulmuş ve uniform olmayan kirişin toplam eğilme ve eğim değerleri bulunmuştur. Ayrıca toplam eğilme ve eğim katsayılarını hesaplamak için birleşme yeri etkileri hesaba katılmıştır. Üç kademeli bir fırlatma aracının doğal frekansları, mod şekilleri, mod eğimleri ayrıca eğilme momentleri hesaplanmıştır. Bu analizlere ek olarak yine üç kademeli ve uniform bir yapıya sahip olmayan bir fırlatma aracının aeroelastik davranışları incelenmiştir. Aerodinamik yükler altındaki bir fırlatma aracının kararlılık kriteri iki ayrı duruma bağlıdır. Bunlar dinamik ıraksama basıncı ve genelleştirilmiş statik marjindir. Bu analizde de üç kademeli bir fırlatma aracının aeroelastik kararlılığı iki kriter de göz önünde bulundurularak incelenmiştir. Hem dinamik hem de aeroelastik analizlerde nümerik sonuçlar elde edebilmek için daha önce erken uzay araştırmaları sırasında Amerikan Ulusal Havacılık ve Uzay Dairesi (NASA) tarafından çalışılmış olan iki adet gerçekçi fırlatma aracı incelenmiş ve sonuçlar kıyaslanmıştır. Kararsızlık kriterlerinin her ikisi de göz önünde bulundurularak kıyaslanan sonuçlara bakıldığında seçilen fırlatma aracının kararlı durumda olduğu gözlemlenmiştir. İkincil olarak bir roketi modellemek için ince cidarlı kompozit kirişler teorisine başvurulmuştur. Bu model roketin özelliklerine ve yükleme koşullarına göre iki ayrı durumda incelenmiştir. Bunlardan ilkinde esnek, spin hareketi yapan ve itki kuvvetine maruz kalan bir fırlama aracının dinamik kararlılık analizleri ince cidarlı kompozit kirişlerle modellenerek tamamlanmıştır. İkinci durumda ise yine aynı yöntem ile esnek ve noktasal bir kütle taşıyan ayrıca spin hareketi yapan ve itki kuvvetine maruz kalan bir fırlama aracının dinamik kararlılık analizleri yapılmıştır. Bu kapsamda öncelikle dairesel kesit alanına sahip ince cidarlı kompozit bir kiriş olarak tasarlanan esnek, spin hareketi yapan ve itki kuvvetine maruz kalan bir fırlama aracının dinamik kararlılık analiz sonuçları sunulmuştur. Jiroskopik kuvvetlerin etkisi altında spin haraketi yapan kirişin kararlılık sınırları belirlemek ve ıraksama ve çırpınma kararsızlıklarını bulmak amaçlanmıştır. Bu amaçla eğilme-eğilme-kesme bağlaşım hareketlerini incelemek için Çevresel Uniform Katılık katman konfigürasyonu uygulanmıştır. Özdeğer probleminin çözümü genişletilmiş Galerkin metodu kullanılarak elde edilmiştir. Ayrıca sonuçlar spin hızı, eksenel yük, elyaf açısı, en-boy oranı ve enine-kayma gibi çeşitli parametrelerin kirişin dinamik kararlılığı üzerine etkilerini göstermektedir. En-boy oranı ve enine-kayma parametrelerinin dinamik kararlılık karakteristikleri üzerine potansiyel etkisini yansıtması açısından ince cidarlı kompozit kirişlerle modellenen gelişmiş uzay araçlarının tasarımına katkı sağladığı görüşü ortaya çıkmıştır. Ayrıca kompozit malzemelerin yönlülük özelliği kullanılarak ıraksama/çırpınma kararsızlıkları ertelenebileceği ya da tamamen ortadan da kalkabileceği gösterilmiştir. Bu durumda sayısal sonuçlara bakıldığında elyaf açısı arttıkça itki kuvvetinin olmadığı durumlarda ıraksama spin hızının arttığı itki kuvvetinin olduğu ve spin hareketinin olmadığı durumlarda ise kritik itki yükün arttığı gözlemlenmiştir. Yine itki kuvveti varken ve spin hareketi yokken artan elyaf açısı büyüdükçe ıraksama ve çırpınma kararsızlık bölgelerinin genişlediği gözlemlemiştir. En-boy oranının dinamik kararlılık üzerine etkisi incelendiğinde bu oran arttıkça kritik itki kuvveti ve kritik spin hızının azaldığı görülmüştür. Ayrıca enine-kayma parametresi kirişin ıraksama ve çırpınma kararsızlığı üzerinde oldukça baskın bir etkiye sahiptir. Buna ek olarak dairesel kesit alanına sahip ince cidarlı kompozit bir kiriş olarak tasarlanan esnek, noktasal bir kütle taşıyan ayrıca spin hareketi yapan ve itki kuvvetine maruz kalan bir fırlama aracının dinamik kararlılık analizleri tamamlanmıştır. İtki kuvveti ve jiroskopik kuvvet etkisi altında spin haraketi yapan kirişin kararlılık sınırları ile ıraksama ve çırpınma kararsızlıkları hesaplanmıştır. Bu problemde de Çevresel Uniform Katılık katman konfigürasyonu uygulanmış, özdeğer problemi genişletilmiş Galerkin metodu ile çözülmüştür. Sonuçta, spin hızı, eksenel yük ve elyaf açısı gibi çeşitli parametrelerin kirişin dinamik kararlılığı üzerine etkileri detaylı bir biçimde incelenmiştir. Ayrıca noktasal kütlenin kiriş üzerindeki yeri ve değerine göre dinamik kararlılık sınırları bulmak için analizler tekrarlanmıştır. Bu kapsamda dinamik kararlılık için sayısal sonuçlar farklı kütle değerleri ve kiriş boyunca noktasal kütlenin farklı yerlerdeki durumuna göre bütün konfigürasyonlar için gösterilmiştir. Sayısal sonuçlara bakıldığında noktasal kütlenin değeri arttıkça kirişin doğal frekanslarının azaldığı gözlemlenmiştir. Benzer şekilde, noktasal kütlenin yeri kökten uca yer değiştirdiğinde doğal frekanslarda yine azalma görülmüştür. Kirişin ıraksama kararsızlığı eksenel yüke ve spin hızına bağlı olduğundan noktasal kütlenin varlığı ile değişmez. Ayrıca yapılan analizlerde noktasal kütlenin değeri azalırken ve noktasal kütle kökten uca yer değiştirirken kritik çırpınma yükünün azaldığı görülmüştür.
Özet (Çeviri)
In this thesis, the dynamics and instability behavior of a slender flexible aerospace vehicle are carried out. Two different beam theories are used to model aerospace vehicles, which are defined as rocket, missile, and launch vehicle; firstly Euler-Bernoulli and secondly thin-walled composite beam. For these analyses, a rocket is subjected to a thrust force and considering has various characteristic features and flight conditions. For the both cases, geometrical formulation is established to predict of the beam behavior rigorously undergoing deformations. Contribution of this thesis to the literature is to determine the problem, which was solved previously with different beam theories, the dynamic stability of slender flexible aerospace vehicle regarding thin-walled composite beam theory. First of all, dynamic stability analysis of a free flight aerospace vehicle is investigated by using the Euler-Bernoulli beam theory. At first, rocket body is modeled as a classic uniform beam that subjected to constant thrust. The structural model is accepted one-dimensional and free-free beam under follower force. The equations of motion is obtained applying extended Hamilton's principle for non-conservative systems. Natural vibration characteristics of the rocket are determined using finite element method. The static and dynamic instability of rocket are examined with the increasing value of the thrust force. So, the value of critical thrust is obtained. Finally, numerical results are demonstrated and compared with the previous papers. Regarding these results, it can be said that stability characteristics can change according to the variations in physical conditions or design of the rocket. When the thrust, mass or rigidity of the rocket changes, the stability of the system changes. The results for the model obviously indicate that, when thrust increases natural frequencies of the rocket reduce. Moreover, as the natural frequency becomes zero, the divergence instability occurs. The critical thrust value where the flutter occurs is stated and the system is defined as instable. Moreover, in the context of the thesis, natural vibrations characteristics and aeroelastic stability behavior of two realistic launch vehicles are examined. Initially, a discrete mass system is developed for obtaining the equations of motions of free-free unsymmetrical beams. Total deflection and slope values of non-uniform beam are investigated by considering influence coefficients. Also, the effect of joints is regarded in order to compute total deflection and slope influence coefficients. For the numerical results representation, two different generic launch vehicle models are used. Firstly, natural frequencies, mode shapes and mode slopes, also bending moments are obtained for three-staged launch vehicle. Secondly, aeroelastic behavior of a non-uniform launch vehicle is represented. The dynamic divergence pressure and generalized static margin are considered to figure out the stability criteria of a launch vehicle under aerodynamic forces. For both dynamic and aeroelastic analysis, two realistic launch vehicles that given in NASA research at early space flight investigations are used for numerical results. In this context, numerical results indicate that second launch vehicle is in stable region when considering two stability criteria. Secondly, the theory of the thin-walled composite beam model is dealt with comprehensively to establish our rocket model. This model is used for two cases according to the rocket properties and loading conditions. First dynamic stability analysis of a flexible spinning launch vehicle subjected to thrust is modeled by using thin-walled composite beams. Second, a flexible spinning launch vehicle carrying a concentrated mass and subjected to thrust is modeled as a thin-walled composite beams to overcome the dynamic stability analysis. Within this context, the results of the dynamic stability analysis of a flexible spinning launch vehicle subjected to thrust modeled as a thin-walled composite beam with circular cross-section is presented. Due to the presence of gyroscopic forces, we mainly aimed to find divergence and/or flutter instabilities and establish the stability boundaries of the spinning beam. For this purpose, we implemented a Circumferentially Uniform Stiffness lay-up configuration (CUS) to exhibit the coupled motion of bending-bending-shear. The solution of the eigenvalue problem is handled by the extended Galerkin method (EGM) and we computed the results addressing the effects of various parameters such as spin speed, axial load, ply-angle, aspect ratio and transverse shear on the dynamic stability of the beam. Insights revealed by this study contribute to the design of advanced aerospace structures modeled as thin-walled composite beams reflecting the potential influence of transverse shear and aspect ratio on dynamic stability characteristics. A notable contribution is that we show that divergence/flutter instabilities can be delayed or even avoided using the directionality property of composite materials. In the presence of axial load and for nonzero spin speeds, the stability regions of both flutter and divergence instabilities expand with the increase of ply-angle. The impact of aspect ratio on the critical axial loads and the critical spin speeds are investigated and found that both critical loads and spin speeds tend to decrease as the aspect ratio increases. Also, the transverse shear has been found to have a profound effect on divergence and flutter instabilities and has to be addressed carefully in order to accurately determine the dynamical instabilities of the beams. Furthermore, the dynamic stability analysis of a flexible spinning launch vehicle with a concentrated mass subjected to thrust force modeled as a thin-walled composite beam with circular cross-section is presented. Considering thrust and gyroscopic forces, we first seek divergence and/or flutter instabilities and set up the stability boundaries of the spinning beam. Again, CUS configuration lay-up is constituted for displaying the coupled motion of bending-bending-shear. The extended Galerkin method is used for the solution of the eigenvalue problem. The effects of various parameters such as spin speed, axial load, and ply-angle on the dynamic stability of the beam are investigated in a comprehensive manner. Otherwise, according to the value and the location of the concentrated mass, dynamic stability boundaries are discussed for spinning beam. Bearing this situation in mind, numerical results of dynamic stability analysis for different mass values and different mass locations along the beam are demonstrated for all configurations. Natural frequencies of the beam decrease while the value of the concentrated mass increases. Similarly, asthe location of the concentrated mass moves from root to tip, natural frequencies of the beam decrease. Divergence instability of the beam is depend the axial force and spin rate, not change with or without the concentrated mass. As the value of mass becomes smaller, the critical flutter load Pflutter decreases. In addition, as the location of mass alters, the critical flutter load Pf lutter decreases.
Benzer Tezler
- Deprem etkisindeki yapıların aktif kontrolü
Active control of structures under seismic excitation
BEKİR BORA GÖZÜKIZIL
- Paralel tornalama (eş zamanlı) operasyonun çok boyutlu tırlama kararlılığı
Multi-dimensional chatter stability of parallel (simultaneous) turning operations
MILAD AZVAR
Yüksek Lisans
İngilizce
2017
Makine MühendisliğiSabancı Üniversitesiİmalat Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ERHAN BUDAK
- Boşluklu perdeler içeren çok katlı betonarme yapı sistemlerinin lineer olmayan davranışlarının incelenmesi ve süneklik düzeylerinin belirlenmesi
Non-linear behaviour and ductility level of multistory reinforced concrete structures composed of frames and shear walls with openings
M. ANDAÇ KARACAN
Yüksek Lisans
Türkçe
1999
İnşaat Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesiİnşaat Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ERKAN ÖZER
- Bir helikopterin yer rezonansına karşı ileri-geri sönümleyici tasarımı
Design of lead-lag damper to avoid ground resonance of a helicopter
FATİH ÖZBAKIŞ
Yüksek Lisans
Türkçe
2011
Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. KENAN YÜCE ŞANLITÜRK
- Analysis of dynamic response and instability of a caisson type gravity quay wall-seabed system under waves
Keson tipi rıhtım duvarı-deniz tabanı sisteminin dalga etkileri altındaki dinamik tepkisi ve duraysızlığının incelenmesi
HASAN GİRAY BAKSI
Yüksek Lisans
İngilizce
2017
Deprem Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiDeprem Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. MEHMET BARIŞ CAN ÜLKER