Geri Dön

Computational investigations for shock wave – boundary layer interactions of a thermally nonequilibrium hypersonic flow

Isıl dengede olmayan hipersonik bir akıştaki şok dalgası – sınır tabaka etkileşimlerinin hesaplamalı yöntemlerle incelenmesi

PDF İndir

  1. Tez No: 637481
  2. Yazar: DAVUT VATANSEVER
  3. Danışmanlar: DOÇ. DR. BAYRAM ÇELİK
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Havacılık Mühendisliği, Mühendislik Bilimleri, Aeronautical Engineering, Engineering Sciences
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2020
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 121

Özet

Dünya ve diğer gezegenlerin atmosferine giriş yapan uzay araçlarının tasarlanması aşamasında aracın etrafında aerodinamik ısınmadan, şok-şok ve şok sınır tabaka etkileşimlerinden kaynaklanan problemlerin çözümü hayati bir önem arz etmektedir. Gezegenin çekim etkisine giren uzay aracı hipersonik hızlara ulaştığından şok etkileşimlerinden kaynaklı ani sıcaklık ve basınç yükselmeleri uzay aracı etrafında bölgesel ısınmalara ve kalıcı deformasyonlara neden olarak hasar yaratmaktadır. Belirtilen bu zorluğun üstesinden gelebilmek ve güvenli uçuşlar yapabilmek adına yüksek hız ve entalpi koşullarında deneyler ve sayısal çalışmalar sürdürülmektedir. 1960'lardan beri yapılagelen çalışmalar var olsa da, akışın uzay hava aracı üzerindeki aerotermodinamik ve kimyasal etkileri hala tam olarak anlaşılabilmiş değildir. Yüksek hızlarda çalışan rüzgar tünellerinde düşük ve yüksek entalpide deneysel koşullar oluşturularak bu etkiler incelenmektedir. Ancak hipersonik hız rejimindeki atmosfer koşullarını deneysel olarak modellemek oldukça maliyetli olmakla birlikte yüksek kapasiteli deney merkezleri de oldukça sınırlıdır. Analitik ve ampirik olarak elde edilen çözümler ise sadece çok basit geometrilerle sınırlı kalmakta ve karmaşık geometrilerdeki parçalara sahip olan uzay araçları için yetersiz kalmaktadır. Bu yüzden Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği yöntemi ile hem daha hızlı ve ucuza çözümler elde edilebilmekte hem de deneysel bulgulardan çok daha detaylı bir şekilde veri sunulabilmektedir. Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği yöntemi ile akışı yöneten denklemler olarak bilinen Navier-Stokes denklemleri cebirsel ifadelere dönüştürülüp yüksek performanslı bilgisayar ve sunucularda paralel işlemcilerde çözdürülebilmektedir. Geçmişte Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği yöntemi, Huygens-Cassini, Mars Pathfinder ve Mars Science Lab gibi birçok uzay aracının tasarımında kullanılmıştır. Bu tez çalışmasında, Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği yöntemi temel alınarak yüksek entalpi koşullarında çözüm yapabilen hipersonik bir sonlu hacimler çözücüsü geliştirilmiştir. Geliştirilen çözücü ısıl denge ve ısıl dengeden uzak koşullar için sınır tabaka-şok dalgası etkileşimlerini ve bu etkileşimlerden kaynaklı kimyasal tepkimeleri çözümleyebilmektedir. Çözücü nesne temelli modüler bir programlama yapısına sahip olan OpenFOAM yazılımı bünyesindeki açık kaynak kodlu iki temel çözücü yardımıyla oluşturulmuştur. rhoCentralFoam ve reactingFoam isimli bu iki çözücü sırasıyla yüksek hızda meydana gelen şok yapılarını ve kimyasal tepkimeleri analiz etme kabiliyetine sahiptir. rhoCentralFoam çözücüsü yoğunluk temelli hücre merkezli bir sonlu hacimler çözücüsüdür. Zamanda birinci derecen uzayda ise ikinci dereceden doğrulukta çözüm yapabilmekte fakat kimyasal tepkimeli akış koşullarını modelleyememektedir. reactingFoam çözücüsü ise sıkıştırılamaz akış rejiminde kimyasal tepkimeleri çözümleyebilmesine rağmen şok yapılarını elde etme kabiliyetine sahip değildir. Bu yüzden, geliştirilen hipersonik çözücüde, akışın iki temel fiziksel mekanizması olan şok yapıları ve kimyasal reaksiyonlar bu iki çözücü vasıtasıyla birbirine bağlanmıştır. Yani, hipersonik çözücü ısıl dengede ve ısıl dengeden uzak koşullarda şok dalgası - sınır tabaka etkileşimlerinden kaynaklanan yüksek sıcaklık ve basınç artışları sebebiyle tetiklenen kimyasal reaksiyonları modelleyebilmektedir. Yüksek hızlarda ve sıcaklıklardaki akışın fiziğini doğru temsil edebilmek adına hipersonik çözücüye bu iki çözücüde halihazırda bulunmayan bazı modeller ve denklemler de ilave edilmiştir. Isıl dengeden uzak akış çözümleri için literatürde İkiSıcaklık Modeli olarak bilinen bir model çözücüye entegre edilmiştir. Makro düzeyde tanımlanan gazların denge sıcaklığı, mikro düzeydeki atom ve moleküllerin serbestlik derecesinden kaynaklı farklı enerji modlarındaki sıcaklıkların Maxwell dağılımını sağladığı durumu ifade etmektedir. Fakat yüksek hız ve sıcaklık koşullarında termal dengeden uzaklaşıldığı için denge sıcaklığı Maxwell dağılımından uzaklaşmaktadır. Bu yüzden İki-Sıcaklık Modeli vasıtasıyla, denge sıcaklığı öteleme-dönme ve titreşimsel sıcaklık olarak ikiye ayrılmaktadır. Ötelemedönme sıcaklığı bir molekül veya atomun öteleme ve dönme hareketlerinden kaynaklı sıcaklıklarının dengede olduğu kabulünü içerir. Bu modelde titreşimsel sıcaklıklar moleküllere has olarak tanımlanmakta ve atomlar için sadece ötelemedönme sıcaklığı geçerli olmaktadır. Bu tür etkilerin hesaplanabilmesi için eş zamanlı olarak çözülen süreklilik, momentum ve enerji denklemlerinin yanı sıra akış alanındaki her bir molekül ve atom için çeşit kütle korunum denklemleri ve moleküller için titreşimsel sıcaklıkların hesaplanabildiği ek bir enerji denkleminin de çözülmesi gerekmektedir. Öteleme-dönme sıcaklığı, rhoCentralFoam çözücüsü içerisinde halihazırda bulunan standart enerji denkleminde yapılan küçük bir değişiklik ile hesaplanabilmekte iken moleküllerin titreşimsel sıcaklıklarının bulunabilmesi için çözücüye ayrıca ek bir titreşimsel enerji denklemi entegre edilmiştir. Eklenen bu titreşimsel enerji denklemi, tıpkı standart formdaki enerji denklemi gibi iki parçada çözümlenebilmektedir. Çözücüde yer alan bu ek enerji denkleminin ayrıklaştırması diğer kütle, momentum ve enerji denklemlerinde olduğu gibi Kurganov-Tadmor şemasına dayanmaktadır. OpenFOAM bünyesi altındaki termodinamik kütüphanelerinde entropi, entalpi ve sabit basınçta özgül ısı gibi her bir çeşide ait termodinamiksel özellikler JANAF paketi yardımıyla hesaplanmaktadır. Halihazırda kütüphanelerde mevcut olan JANAF paketi ile termofiziksel özellikler sıcaklığın 200K ve 6000K arasında kaldığı değerler için hesaplanabilmektedir. Fakat, yüksek ses üstü hız koşullarında bu sıcaklık aralığı aşılabildiğinden standart JANAF hesaplamaları yeterli olmamaktadır. Bu yüzden NASA tarafından geliştirilmiş olan daha geniş bir sıcaklık aralığını kapsayan termodinamik bağıntıları kütüphanelere entegre edilmiştir. Hipersonik çözücü eklenmiş yeni JANAF bağıntıları sayesinde termodinamik özellikleri 200K – 20000K sıcaklık aralığı için hesaplayabilmektedir. Ayrıca, hipersonik çözücünün diğer geliştirilmiş çözücülerle karşılaştırma sırasında uyumlu olabilmesi adına viskozite ve iletim katsayısı gibi termofiziksel özellikler kütüphanelerde tanımlı olan Sutherland bağıntısının yerine Blottner tarafından önerilen bir ifade ile hesaplanmıştır. Karışımın termofiziksel özelliklerini hesaplayabilmek için çözücüye bir bağıntı eklenmiştir. Wilke tarafından önerilen bu karışım bağıntısında karışımın toplam termofiziksel katsayısının büyüklüğü her bir çeşidin kütlesel oranı ve molekül ağırlığının hesaba katılmasıyla elde edilebilmektedir. Hipersonik çözücü ile gerçekleştirilen analizlerde kimyasal olarak aktif bir hava modeli kullanılmıştır. Bu hava modeli referans olarak alınan bir deneysel çalışmanın akış koşullarında bulgulanan çeşitlerin kütlesel oranına ve cinsine göre belirlenmiştir. Sayısal hesaplamalarda kullanılan hava modeli toplam 5 farklı tipte çeşit içermekte ve bu çeşitler farklı kombinasyonlarda olmak üzere 19 adet tersinmez tepkimeye uğramaktadırlar. Her bir kimyasal tepkimenin reaksiyon hızları Arrhenius bağıntısı yardımıyla hesaplanabilmektedir. Çözücünün doğrulama çalışmalarında ise diğer çözücülerin kullandığı hava modelleri ile uyumlu olabilmesi açısından belirtilen hava modelinden farklı seçimler de yapılmıştır. Geliştirilen hipersonik çözücü hem ısıl dengede hem de ısıl dengeden uzak koşullarda olmak üzere kimyasal tepkimelerin aktif olduğu ve olmadığı durumlar için test edilmiştir. Doğrulama çalışmaları hipersonik çalışmalarda yaygın olarak kullanılan adyabatik ısı banyosu, sivri burunlu koni ve küt burunlu koni gibi modeller üzerinde gerçekleştirilmiştir. Doğrulama testleri, akış fiziğinin görece basit olduğu durumlardan daha karmaşık olduğu durumlara kadar aşama aşama yapılmıştır. Belirtilen modeller üzerinde yapılan hesaplamalardan elde edilen çözümler, aynı sınır ve başlangıç koşulları altında hesaplamaları gerçekleştirilen diğer hipersonik çözücülerden elde edilen sonuçlarla ve deneysel bulgularla karşılaştırılmıştır. Hipersonik çözücü ile şok-şok ve şok-sınır tabaka etkileşim mekanizmalarının incelenmesinde sıklıkla kullanılan iki açılı rampa geometrisi üzerinde ısıl dengede ve ısıl dengeden uzak kimyasal akış analizleri gerçekleştirilmiştir. İki açılı rampa geometrisinin ilk açısı 30°'de sabit tutulurken ikinci açısı 45°'den başlamak üzere sistematik olarak 60°'ye kadar arttırılmıştır. Hem iki boyutlu hem de üç boyutlu ısıl dengede ve ısıl dengeden uzak analizler bu dört farklı rampa geometrisi için tekrarlanmıştır. Şok dalgası – sınır tabaka etkileşimlerinin ve akışın kimyasal davranışının ikinci açı değişimi ile etkisi incelenmiştir. Rampa modeli üzerinde hesaplanan ısı akısı dağılımı ikinci açının 55° olduğu model üzerinde yapılmış olan deneysel çalışmadan ve diğer hipersonik çözücülerden elde edilen ısı akısı dağılımları ile karşılaştırılmıştır. Akışın üç boyutluluk etkisi ve zamana bağlı davranışı incelenmiştir. İki boyutlu ve üç boyutlu çözümlerden elde edilen şok yapıları için sayısal Schlieren görüntüleri oluşturulup deneysel Schlieren görüntüleri ile karşılaştırma yapılmıştır.

Özet (Çeviri)

A hypersonic solver has been developed and validated in order to investigate high enthalpy behavior of shock wave - boundary layer interactions for thermally equilibrium and non-equilibrium conditions. The newly developed code is based on two standard OpenFOAM solvers, which are rhoCentralFoam and reactingFoam. rhoCentralFoam is a density based Navier-Stokes solver that is able to capture shock waves in high speed regimes. reactingFoam, on the other hand, is capable of solving chemistry physics of low speed flows. The developed solver has been blended from these two open-source codes for modeling hypersonic reacting flows in thermally/chemically equilibrium and non-equilibrium conditions. Additional models and equations have also been implemented into the blended solver for a true representation of flow physics. Thermally non-equilibrium solution requires the addition of Two-Temperature model into the hypersonic solver. Two temperature model decomposes equilibrium temperature into trans-rotational and vibrational temperatures at molecular level. While trans-rotational temperature is computed from standard Navier-Stokes energy equation with a small modification, vibrational temperature for each molecule in the mixture is obtained from an additional energy equation, which has been externally implemented into the solver. This additional vibrational energy equation, just as in standard energy equation, is solved in two steps, which are composed of predictor and corrector parts. Finite volume discretization of Navier-Stokes' equations in the solver is performed by using Kurganov - Tadmor flux scheme. Standard JANAF package in OpenFOAM libraries for calculation of thermodynamic properties in relatively low temperatures has been extended to include a higher temperature range in order to represent high enthalpy reacting flow physics more accurately. As opposed to Sutherland model available in existing libraries, thermopyhsical property of each specie is adapted to high temperatures by a different formulation. Furthermore, the mixture value of thermopyhsical properties is updated with a mixing rule which takes into account molar fractions and molecular weight of each specie. Chemical model for air has been selected according to the high enthalpy equilibrium flow conditions of an experimental study in which mass fractions of various species are reported. In computational results, air is modeled with 5 species including 19 irreversible chemical reactions whose reaction rates are calculated from Arrhenius equation. In validation processes, however, several other chemical models have also been used in accordance with other solvers available in the literature. The solver has been tested against both non-reactive and reactive flow conditions in thermally equilibrium and non-equilibrium conditions. The validation tests were conducted on benchmark cases such as adiabatic heat bath, double cone and blunted cone models. The results obtained from hypersonic solver were compared against to some other high-speed non-equilibrium reactive solvers as well as experimental studies performed on these benchmark models. Both 2-D and 3-D shock wave – boundary layer interactions were investigated for a double wedge geometry which has a fixed fore and various aft angles. The differences in shock structures were analyzed by systematically increasing the second angle by 5°. The results obtained from 2-D and 3-D solutions were compared between themselves and against to an experimental study conducted on a same aft angle. For comparison purposes, numerical Schlieren images and surface heat flux distribution were examined. In addition, distinctions between equilibrium and non-equilibrium solutions were reported.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    353799

    An experimental study of shock wave/boundary layer interactions in supersonic inlets

    Sesüstü hava alıklarında şok dalgası sınır tabakası etkileşiminin deneysel incelenmesi

    SERDAR SEÇKİN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2014

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. KEMAL BÜLENT YÜCEİL

  2. Tez No

    900882

    Experimental investigation of supersonic internal compression inlets

    Sesüstü iç sıkıştırmalı hava alıklarının deneysel incelenmesi

    HASAN TABANLI

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2023

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DR. ÖĞR. ÜYESİ HAYRİ ACAR

  3. Tez No

    591743

    Development and evaluation of new bleed boundary condition models for supersonic inlet boundary layer bleed flow

    Ses-üstü hava alığı sınır tabaka tahliye akışı için yeni tahliye sınır koşulu modellerinin geliştirilmesi ve değerlendirilmesi

    GÖKHAN AKAR

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2019

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. SİNAN EYİ

  4. Tez No

    721738

    A high-order finite-volume solver for supersonic flows

    Ses üstü akışlar için yüksek mertebe bir sonlu hacim çözücüsü

    GREGORIO GERARDO SPINELLI

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2022

    Astronomi ve Uzay Bilimleriİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. BAYRAM ÇELİK

  5. Tez No

    530267

    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

Geri Dön