Geri Dön

Computational aerodynamic analysis of flow around Apollo reentry capsule with anisotropic mesh adaptation

Anisotropik mesh adaptasyonu ile Apollo yeniden giriş kapsül çevresindeki akışın hesaplamalı aerodinamik analizi

PDF İndir

  1. Tez No: 684013
  2. Yazar: BADAMASI BABAJI
  3. Danışmanlar: PROF. DR. MEHMET ŞAHİN
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Havacılık Mühendisliği, Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering, Aircraft Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2021
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 107

Özet

Atmosfere yeniden giriş, uzay aracının dış uzayın soğuk ortamından bir gezegenin atmosferine doğru hareketidir. Gezegen atmosferi uzaya kıyasla daha yoğun bir ortamdan meydana geldiğinden uzay aracı güvenli bir iniş yapabilmek için giriş esnasında daha dar bir dönüş koridoru (re-entry corridor) izlemek zorundadır. Eğer uzay aracı dönüş koridorunun irtifasından daha daha yükseğe saparsa yeniden uzay ortamına itilme tehlikesiyle karşı karşıya kalabilir. Diğer taraftan, dönüş koridorundan daha alçak bir irtifaya yöneliş gerçekleştirirse uzay aracı aşırı ısınmalara ve yüksek g-kuvvetlerine maruz kalabilir. Astronotlar ölümcül kazalardan kaçınmak için çoğu kez atmosfere doğru açılı bir hızla girmeye çalışırlar. Atmosfere yeniden giriş kapsülleri, kötü aerodinamik koşullardan kaçınmak amacıyla küt bir burundan oluşan bir gövdeyle tasarlanmıştır. Kapsülün etrafındaki akış alanını anlamak, bu tür bir kapsülün tasarımı için mühendis ve tasarımcılar için son derece önemlidir. Günümüzde, astronomik görevler, insanlığın uzaya gitme misyonu devam ettikçe küresel bir önem kazanmıştır. Sayısal ve deneysel analizlerden elde edilen sonuçlar, yeniden giriş kapsülünün toplam kütlesini önemli ölçüde etkileyen malzeme seçimi ve entegrasyonu dahil olmak üzere termal koruma sisteminin (TPS) tasarımında hayati öneme sahiptirler. Rüzgâr tünelleri genellikle bir uzay aracının performansını ve hareketini tahmin etmek için gerekli aerodinamik verileri elde etmek için tartışmasız bir araç olarak kabul edilse de, bu tünelleri çalıştırmak oldukça yüksek maliyetler içermektedir Bu yüzden, sonuçlar doğrulandığı takdirde, hesaplamalı akışkanlar dinamiği. Simülasyonları atmosfere yeniden giriş yapan uzay araçlarının tasarımında çok daha ekonomik bir çözüm sağlamaktadırlar. Apollo programı sırasında (1963-1972), süpersonik, hipersonik, düşük yoğunluklu ve şok tüneli test tesislerinde giriş kapsülünün etrafındaki akıştan veriler elde edebilmek için çok yüksek maliyetli testler yapılmıştır. Apollo AS-202'nin ilk başarılı uçuşu 25 Ağustos 1966'da kaydedildi. Bu navigasyon ve yönlendirme sistemini içeren ilk uzay uçuşuydu. İlk insanlı Satürn IB ve Blok I uzay aracı yörünge uçuşu AS-204 ile sonuçlanan Apollo programının devamına izin veren AS-202 misyonunun başarısıydı. Apollo CM kapsülü, atmosfere yaklaşık 8,690 m/s'lik bir hızla yeniden girdi. Atalet ölçüm biriminin ve basınç transdüserlerinin dahil edilmesi, uçuş yörünge noktasının yeniden yapılandırılmasına, aerodinamik taşıma, sürükleme kuvvetlerinin ve ağırlık merkezi etrafındaki yunuslama momenti katsayısının hesaplanmasına olanak sağlamıştır. Serbest uçuşla kaydedilen veriler, apollo AS-202 kapsülünün ön kontrol analizine kıyasla aerodinamik verimlilik açısından bazı anormalliklere işaret etti. Bu anormalliklerin üstesinden gelebilmek adına, Arnold Engineering Development Center (AEDC) tarafından yapılan bir sözleşme kapsamında ARO INC. tarafından rüzgar tüneli testleri gerçekleştirilmiştir. Bu deneylerin amacı, bu anormallikleri çözmek ve uçuş sonrası analiz ile uçuşta (AS-202) kaydedilen verilerin uyumlu hale getirilmesiydi. Bu deneyler kapsamında, kapsülün uçarken simüle edilmesine ve 150 ila 180 derece hücum açısı aralığında yunuslama düzleminde kuvvet ölçümünün yapılabilmesine özellikle dikkat edildi. Bu tezin temel amacı, AS-202 komut modülünün aerodinamik verilerini hesaplamalı akışkanlar dinamiği yöntemiyle doğrulayabilmek ve gelecekteki benzer çalışmalarda da hesaplamalı akışkanlar dinamiği yönteminin kabiliyetini göstermektir. Bu tezde, AS-202 modülü etrafındaki akışın analizi için açık kaynaklı bir hesaplamalı akışkanlar dinamiği çözücüsü, SU2 kullanılmıştır. SU2 temel olarak yapısal olmayan hesaplama alanındaki mühendislik problemlerinin tasarımı, analizi ve optimizasyonunda havacılık ve uzay uygulamaları için geliştirilmiş bir multi-physics CFD çözücüsüdür. Bu yazılımın ana uygulama alanı, hava-uzay problemlerinde karşılaşılan reaksiyonsuz akışlar, iki boyutlu ve 3 boyutlu boyutlu aerodinamik şekil optimizasyonudur. SU2 çözücüsü Stanford Üniversitesi'ndeki Havacılık ve Uzay Tasarım Laboratuvarı (ADL) tarafından geliştirilmiştir. Reynolds Ortalamalı Navier Stokes Denklemleri (RANS), Boussinesq varsayımyla lineer viskozitesine dayanan Spalart Allmaras tek denklemli türbülans modeli ile AS-202 etrafında çözülmüştür. Akışkan modeli olarak tüm simülasyonlar için ideal gaz kullanılmıştır ve tüm simülasyonlar serbest akış hızının Mach sayısına ve serbest akış sıcaklığının bire eşit olması temelinde normalize edilmiştir. Ağırlıklı Green-Gauss yöntemleri, uzaysal gradyanların hesaplanmasında kullanılan sayısal yöntemlerdir. Green-Gauss yönteminin daha kararlı olduğu bulunmuştur ve bu nedenle ağırlıklı olarak en küçük kareler yönteminden daha çok kullanılmaktadır. Kapsül sınır tabakası bölgesindeki ağın ince çözünürlüğü nedeniyle tüm simülasyonlar için sabit bir CFL sayısı kullanılmıştır. FGMRES, ILU ön koşullandırıcılı kapalı formülasyon için kullanılan doğrusal çözücüdür. Akışın konvektif sayısal hesabı için; Roe, AUSM, HLLC yöntemlerinin tümü test edilmiştir. AUSM yönteminin daha doğru sonuçlar verdiği ancak ROE yöntemine göre çok kararsız olduğu bulunmuştur. Akıların ayrıklaştırılması için ikinci dereceden MUSCL şeması Venkatakrishnan eğim sınırlayıcısı ile birlikte kullanılmıştır. Zaman ayrıklaştırması için Euler implicit kullanılmıştır. Tüm simülasyonlar için yakınsama kriteri, süreklilik denkleminin kalıntısına dayanmaktadır. Hem standart Navier-Stokes denkleminin hem de Reynolds Ortalamalı Navier Stokes denkleminin (RANS) uzaysal ayrıklaştırılması için SU2 ortamında sonlu hacimler yöntemi kullanılmıştır. Çözücü, verileri çift bölmeye dayalı uç tabanlı veri yapısıyla etki alanının köşelerinde depolar. Belirli bir kenarın orta noktası, viskoz ve konvektif akıların değerlendirildiği konumdur. Köşe tabanlı ve hücre merkezli ayrıklaştırma şemaları arasındaki temel fark şu şekilde özetlenebilir; Tüm akış değişkenleri, öncelikle köşe tabanlı şemalarda hesaplama alanının köşelerinde depolanır. Bu, şablon denkleminin en yakın komşuların düğüm bilgileri cinsinden olmasını sağlar. Diğer yandan, tüm akış ilkel değişkenleri, hesaplama alanındaki elemanların hücre merkezinde depolanır. Bu teknikte ayrıklaştırma şablonu genellikle komşuların eleman bilgilerinin kullanılmasını içerir. Köşe tabanlı ve hücre merkezli bu iki ayrıklaştırma yöntemi, aynı hesaplama alanına uygulanır, hem 2-D hem de 3-D'de basit olmayan elemanlar için büyük ölçüde özdeş olmayan bir ayrıklaştırma ile sonuçlanır. Bu tezdeki tüm simülasyonlar için kullanılan hesaplama ağı, 2B'de tamamen yapısal olmayan üçgen elemanlar ve 3B'de dörtyüzlülerden meydana gelmektedir. Yapısal olmayan hücreler, değişken elemanların şekline izin vermedeki esneklikleri ve hesaplama alanını yaklaşık olarak tahmin etmek için düzensiz yerleştirilmiş noktalar nedeniyle yaygın olarak kullanılmaktadır. Yapısal olmayan hücreler, çoğunlukla 2-B'de üçgen ve 3-B'de dört yüzlü elemanlar olarak kullanır, ancak bazen dörtlü, altıgen ve prizma gibi diğer elemanların bir kombinasyonunu da içerebilir. Yapısal olmayan hücreler, karmaşık bir hesaplama ağının oluşturulmasında büyük bir esneklik sağlamanın yanı sıra hücre uyarlamalarına da olanak tanır. Başlangıçta noktalar düzensiz yerleştirildiğinden, çözüm tabanlı uyarlamalar ile noktaların silinmesine, eklenmesine veya taşınmasına izin verir. Çözüm doğruluğunu artırmak için yerel bağlantı matrisi güncellenir. Hücre uyarlamalarının ana amacı, belirli bir sayısal simülasyonda hatanın minimum değerini üretecek bir hesaplamalı sistemde optimal nokta dağılımını elde etmektir. Simülasyonun doğruluğunu artırmak için çözücü, Fransız ulusal bilgisayar bilimi ve Otomasyon araştırma enstitüsünde (Inria) GAMMA ekibi tarafından geliştirilen açık kaynaklı gradyan tabanlı anizotropik hücre uyarlama yazılımı (pyAMG) ile birleştirilmiştir. Çözücünün hipersonik bir akış için doğru sonuçlar elde etme yeteneğini doğrulamak için, bir silindir üzerinde Mach 6 akışı için Euler denklemleri çözülmüştür. Çözücüden elde edilen sonuçlar hipersonik akışlarda şok konumunu şok uydurma yöntemi ile tahmin eden bir çözücü ile karşılaştırılmıştır. Şok uydurmada Euler denklemi, cismin önünde fakat şok dalgasının arkasında olan hesaplama bölgesinde şok uydurma yaklaşımı ile çözülür. Bu tekniğin amacı, sayısal kararsızlık ve doğruluk bağımlılığı ile ilgili problemlerin, şok dalgasının kesin konumunu yakalamadaki sonuçları önemli ölçüde etkilememesini sağlamaktır. Elde edilen sonuçlar, uzay-zaman koruma elemanı çözüm elemanı (CESE) ile de karşılaştırılmıştır. Küt bir cisim etrafındaki hipersonik akış alanını doğru bir şekilde tahmin etmede şok uydurma, CESE ve viskoz olmayan Euler denklemleri (mevcut) arasında mükemmel bir uyum elde edilmiştir. Ayrıca, A, B, C ve L tünellerindeki Apollo rüzgâr tüneli deneylerinin koşulları, yeniden giriş analizi için bir araştırma aracı olarak CFD'nin güvenilirliğini göstermek adına simüle edilmiştir. 150 ila 180 derece hücum açısı aralığında kaldırma-sürükleme oranı (Cl/Cd) açısından analiz edilen aerodinamik kuvvetler, deneysel veriler ile mevcut HAD analizi arasında iyi bir uyum olduğunu göstermektedir. Yerel akış ayrılmasını ve yeniden bağlanmasını incelemek için daha fazla analiz yapılmıştır. Deney, seçilen bazı hücum açılarında rüzgâr üstü meridyen yakınında arka gövdede yerel bir akış ayrımı ve yeniden bağlanma olduğunu göstermiştir. Mevcut çalışmadaki simülasyonlar da aynı değerleri göstermiştir. Son olarak, gradyan tabanlı anizotropik mesh adaptasyonunun çözüm doğruluğu üzerindeki etkisini anlamak için yakınsama çalışması yapılmıştır.

Özet (Çeviri)

Atmospheric reentry is the movement of space vehicle from the cold environment of outer space into the atmospheric envelope of a planet. During the reentry phase, earth atmosphere represents a relatively dense fluid medium and a reentry vehicle has to follow a very narrow re-entry corridor in order to have a safe landing. If the vehicle strays above the corridor, it may skip out and back to the cold space environment. If it strays below the corridor, it may burn up and/or experience excessive g-force. The Astronauts most attempt to enter the atmosphere at a precise angle and speed in order to avoid fatal accident. Reentry capsules are designed with a blunt body to survive the extreme aerodynamic conditions. Understanding the flow field around the capsule is very important to engineer and designers for the design of such vehicles. Recently, astronomical missions are gaining global importance and recognition as mankind continues its mission of moving to outer space. The results from the numerical and experimental analysis are vital in designing the thermal protections system (TPS), including material selection and integration which considerably affect the total mass of the reentry capsule. While wind tunnel is generally considered as the undisputed tool for obtaining the necessary aerodynamic data to predict the performance and the motion path of the spacecraft, it is highly expensive and utilizing computational fluid dynamics in simulating reentry conditions would provide economical supplement, if the results are validated to be reliable. During the Apollo program (1963-1972), a large sum of money was spent in analyzing the flow characteristics around a reentry capsule at different possible conditions including supersonic, hypersonic, low-density, and shock tunnel testing facilities. Apollo AS-202 first successful flight was recorded on 25th August 1966. It was the first space flight to include navigation and guidance system. It was the success of the AS-202 mission that allowed the continuation Apollo program which resulted to the first manned Saturn IB and the Block I space vehicle orbital flight, AS-204. The Apollo CM capsule reentered the atmosphere at an approximate speed of 8,690 m/s. The inclusion of the inertial measurement unit and pressure transducers enabled the reconstruction flight trajectory point and computation of the aerodynamic lift and drag force and coefficient of pitching moment around the center of gravity. The free flight recorded data indicated some anomalies of the aerodynamic efficiency in comparison to the preflight wind tunnel analysis of the Apollo AS-202 capsule. To resolve these anomalies, several experiments were carried in wind tunnel by ARO inc, under a contract by Arnold Engineering Development Center (AEDC). The goal of these experiment was to reconcile these multiple anomalies and harmonized the aerodynamic data of the postflight analysis and flight (AS-202) recorded data. Attention was particular given in simulating the capsule as flown and obtaining consistent pitch plane force measurement in the angle of attack range 150 to 180 degrees. The central goal of this thesis is to use computational fluid dynamics to re-simulate some of these experimental efforts in obtaining the aerodynamic data of AS-202 command module, and thus demonstrating the capability of CFD as a research tool for future analysis and design of space vehicles. An open-source computational fluid dynamic solver, is used in this thesis for the analysis of flow around the Apollo AS-202 reentry capsule. SU2 is multi-physics CFD solver developed mainly for aerospace application in design, analysis and optimization of engineering problems primarily on unstructured computational domain. The main area of applications of this software are non-reacting aerospace computational fluid dynamics, two dimensional and 3D dimensional aerodynamic shape optimization. It is developed and maintained centrally by the Aerospace Design Lab (ADL) at Stanford University. Reynold's Averaged Navier Stokes Equations (RANS) is solved around the Apollo AS-202 reentry capsule with Spalart Allmaras one-equation turbulence model which is based on linear eddy viscosity with the Boussinesq assumption for a constitutive relation. Ideal gas is used for all simulation as the fluid model and all simulation are normalized based on freestream velocity equals to Mach number and the freestream temperature equals one. Green-Gauss method is the numerical method used for the computation of spatial gradients. The Green-Gauss method is found to be more stable and thus is used largely than the weighted least square. A constant CFL number of one is used for all simulation due to the fine resolution of the mesh at the capsule boundary layer region. FGMRES is the linear solver used for implicit formulation with ILU preconditioner. For the convective numerical computation of the flow; Roe, AUSM, HLLC methods were all tested. The AUSM method is found to give good results however it is unstable compared to the ROE method. MUSCL method is used for the flux splitting of the second-order upwind schemes with a Venkatakrishnan slope limiter and Euler implicit is used for time discretization. The convergence criteria for all simulations is based on the residual of the continuity equation. The computational domain (mesh) used for all simulations in this thesis is purely unstructured triangular element in 2-D and tetrahedrons in 3-D. To improve the accuracy of the simulation the solver is coupled with an open-source solution-based anisotropic mesh adaptation software (pyAMG) developed by the GAMMA team at French national institute for research in computer science and Automation (Inria). In order to validate the solver's capability in obtaining accurate results for a hypersonic flow, Euler equations were solved for a flow at Mach 6 over a cylinder. These results are compared with a benchmark obtained using shock fitting code, which is a well-known baseline for the validation of accurate shock location in hypersonic flow. The result was also compared with that of space-time conservation element solution element (CESE). An excellent agreement between shock fitting, CESE and inviscid Euler equations (present) was obtained in accurately predicting the hypersonic flow field around a blunt body. Furthermore, the flow condition of the of the Apollo wind tunnel experiments in tunnels A, B, C and L were re-simulated computationally to demonstrate the capability of CFD as a research tool for reentry analysis. The aerodynamic forces were analyzed in terms of lift-to-drag ration (Cl/Cd) through a wide range of attack from 150 to 180 degrees. The analysis shows good agreement between the experimental data and present CFD analysis. Further analysis was done to study the local flow separation and re-attachment. Experiment have shown there is a local flow separation and reattachment on the afterbody near the windward meridian at some selected angles of attacks. The results of the simulations in present study have demonstrated the same phenomenon. Finally, convergence study is carried out to understand the effect of the solution-based anisotropic mesh adaptation on solution accuracy.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    101215

    Taşıt aerodinamik özelliklerinin sayısal yöntemlerle incelenmesi

    Investigation of vehicle aerodynamics by numerical methods

    MARKOS ÇAĞAN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2000

    Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    PROF.DR. CEM SORUŞBAY

  2. Tez No

    363687

    Turaç insansız hava aracının aerodinamik tasarım, modelleme ve analizi

    The aerodynamic desing, modelling and analysis of turac unmanned air vehicle

    ASLIHAN VURUŞKAN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2014

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MAHMUT ADİL YÜKSELEN

  3. Tez No

    782353

    Süpersonik hızlar için roket burnu etrafındaki akışın hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizleri

    Computational fluid dynamics analysis of flow around the rocket nose for supersonic speeds

    AHMET SEMİH ŞİMŞEK

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2023

    Mühendislik Bilimleriİstanbul Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. HASAN GÜNEŞ

  4. Tez No

    389183

    Pervanenin girdap kafes yöntemiyle aerodinamik analizi

    Aerodynamic analysis of a propeller by vortex lattice method

    NİHAN ELMAS BAŞGÜNEY

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2015

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MAHMUT ADİL YÜKSELEN

  5. Tez No

    383332

    Aerodynamic analysis of flatback airfoils using vortex particle method

    Küt firar kenarlı kanat kesitlerinin girdap parçacık yöntemi ile aerodinamik analizi

    SENEM AYŞE HASER

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2014

    Mühendislik BilimleriOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. OĞUZ UZOL

Geri Dön