Supersonic jet-wall interactions in model rocket launchers
Model roket fırlatıcılarında ses üstü jet-duvar etkileşimi
- Tez No: 75234
- Danışmanlar: DOÇ. DR. İ. BEDRİ ÖZDEMİR
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 1998
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: 102
Özet
ÖZET Bu tezin amacı, fırlatılma anında bir roketin egsoz gazlarının, lançerin iç ve dış yüzeyleri ile olan etkileşmesinden doğabilecek hedef sapmalarının mekanizmalarını deneysel olarak araştırmaktır. Tez sayısal çalışmalara temel olabilecek bilgileri sağlamakla birlikte, süpersonik jet-duvar etkileşimindeki anahtar mekanizmaları tanımlayarak fiziksel bir öngörü sağlamaya çalışmaktadır. Süpersonic jetlerin katı yüzeylerle olan etkileşimini inceleme gereği, roketlerin fırlatılması ve V/STOL uçaklarının kalkış ve inişlerinde ortaya çıkan yer etkileşimi problemleri gibi birçok askeri ve endüstriyel uygulamalardan kaynaklanmaktadır. Roketlerin lançer tüplerinden fırlatılmasıyla birlikte güçlü egsoz-duvar etkileşimleri meydana gelmektedir. Bu etkileşim süreci ilk fırlatılış aşamalarından başlayıp egsozun lançerin dış yüzeyine çarpmasına kadar devam etmektedir. Dolayısıyla roket egsozunun tüp içindeki etkileşiminin incelenmesiyle elde edilen veriler, dış yüzeydeki etkileşimlerle yakından ilgilidir. Sesaltı hızlardaki türbülanslı bir jetin duvara çarpmasıyla oluşan akış alam üç kısımda incelenebilir; duvar etkileşiminden uzak serbest jet bölgesi, jetin yavaşladığı ve yönünü değiştirdiği çarpma bölgesi ve jetin duvar boyunca yayıldığı duvar jeti bölgesi. Son iki bölge içerde, duvara bitişik sınır tabakasına benzeyen bir kayma bölgesi ve duvardan uzakta dış havayla önemli oranda karışımın meydana geldiği serbest kayma tabakasını içermektedir. Bu akış alanı içinde yapıların gelişimi dış havanın varlığından etkilenmekte, bu bağlamda akış doğrultusunda gelişen serbest jetin bağdaşık yapılan ile yukarı doğru yayılan basınç dalgaları arsında rezonanslı bir etkileşimin varlığı bilinmekte ve geri-besleme mekanizması olarak isimlendirilmektedir. Jetin eğri yüzeylere çarpmasıyla oluşan akış alanları, jetin itme gücünde ters etkiler yaratması açısından araştırma konusu olmuştur. V/STOL uçakları, henüz yerin etki alam içindeyken, iki ayrı lüleden çıkan vurma yapılan incelendiğinde tek jete oranla hızların daha çabuk düştüğü gözlemlenmiştir. Sesüstü hızlardaki jetlerin vurmasıyla oluşan akış alanları sadece, sesaltı hızlarda olduğu gibi pasif skaler taşınımı açısından değil, aynı zamanda duvar şoklarının oluşmasıyla meydana gelen dinamik yüklemelerin varlığı nedeniyle de inceleme konusu olmuştur. Süpersonik jetlerin vurması ile ilgili birçok deney farklı araştırmacılar tarafından, farklı şekillerdeki yüzeyler üzerinde ve farklı eğim açılarında gerçekleştirilmiştir. Açılı bir yüzeyde süpersonik jetin çarpmasıyla oluşan basınçların, yüzeyin jete dik olduğu durumdaki basınçlardan daha büyük olduğu bulunmuştur. Buna sebep olarak da duvar şokunun alt kısmı gösterilmektedir. Dolayısıyla lançer ekseninden saparak fırlatılan bir roketin lançer yüzeyinde daha büyük yükler oluşturduğu ve ardışık olarak fırlatılan bir başka roketi daha olumsuz etkilediği sonucuna varılmıştır. X1UVurma yüzeyinin oluşturduğu şok yapılan ve bu şokların serbest jet bölgesiyle etkileşimleri, lüle-yüzey uzaklığı ve yüzeyin eğimine bağlı olarak inceleme konusu olmuş ve yüzey ile lüle arasında meydana gelen yüksek frekanslı akustik dalgaların, yüzeyin titreşimleri ile rezonansa girerek malzeme yorulmasına sebep oldukları ortaya konmuştur. Jet-duvar etkileşiminin sebep olduğu problemler lançer tasarım teknolojisi açısından büyük bir öneme sahiptir. Bu yüzden roket egsozunun lançere olan etkileri birçok çalışmanın konusu olmuş ve benzeri çalışmalar halen devam etmektedir. Özellikle çok namlulu roket-atarlarda ardışık olarak atılan roketlerin egsoz gazlarının lançer yüzeyi ile olan etkileşimleri incelendiğinde egsoz jetinin genişliğinin lançer tüpünün genişliğine oranının önemli bir parametre olduğu ortaya çıkmıştır. Hafif ve montajı kolay lançer tüplerinin tasarımı, bu tüplerin iç ve dış yüzeylerinde egsozun çarpmasıyla oluşan maksimum basınçların bilinmesini gerektirmektedir. Bunun içinde lançerin içindeki akış alanının anlaşılması gerekmektedir. Tüp içindeki akışa bakıldığında izentropik akış bölgesinin jet sınırı ve vurma şoku ile sınırlandırıldığını görürüz. Jet sının çepere çarptığında gazların yön değiştirmeye zorlanması ile bir çarpma şoku oluşur. Maksimum basınç bu bölgede oluşacağından bu bölgenin bilinmesi büyük bir öneme sahiptir. Eğer tüp yeterince uzunsa, çeperden yansıyan şok karşı çeperlere ard arda çarpacak ve başka basınç artışlarına sebep olacaktır. Yapılan çalışmalara göre yüksek durgunluk basınçlarında, viskoz etkilerin, içinde bir kesit değişimi olmayan tüplerde, akışa sınırlı oranda nüfuz ettiği ortaya çıkmıştır. Tüp içindeki akışta durgunluk basıncı büyük bir öneme sahiptir. Durgunluk basıncı arttırılırsa lüle çıkışındaki basınç artar ve egsoz gazları daha geniş açıyla yayılır. Dolayısıyla nisbeten yüksek durgunluk basınçlarında egsoz, lançeri daha iyi doldurur. Durgunluk basıncıyla anlatılmak istenen roketin yanma odasındaki basınçtır. Egsozun duvara çarpmasıyla oluşan duvar şoku büyük bir basınç gradyeni meydana getireceğinden, egsoz gazlarının bir kısmının bu büyük basınç artışını yenemeyerek geri dönmesi, dolayısıyla ters bir akış oluşturmaları sözkonusu olabilir. Ters bir akışın oluşmasıyla, roket gövdesi ile tüp çeperi arasındaki boşluktan geçen egsoz gazları, roket gövdesi ve tüp çeperi üzerinde dengesiz bir basınç dağılımı oluşturabilirler. Bu da hedef sapmalarına yol açacağından istenmeyen bir durumdur. Dolayısıyla seçilen bir roket-lançer konfigürasyonunda ters akışın oluşup oluşmadığının bilinmesi gerekir. Roketin ilk fırlatılış anında yer çekimi etkilerine bağlı olarak roketin lançer ekseninden sapmaması için genellikle yüksek itki istenir. Bu da daha güçlü bir egsoz jeti anlamına geldiğinden ters akış ihtimalini arttırmaktadır. Dolayısıyla yüksek itki ile beraber, ters akışa sebep olmayacak geometrilerin geliştirilmesi gerektirmektedir. Roket, tüpün dış yüzüne yakın konumlardayken, durgunluk basıncı azsa, egsoz gazları yüpün varlığından fazla etkilenmez ve tamamı tüp tarafından geçirilir. Eğer yanma odasındaki basınç yüksekse, tüpün kesiti gazların tamamını geçirmeye yetmeyebilir, dolayısıyla gazların bir kısmı tüpün dış yüzeyi üzerinde yayılır ve güçlü dış yüzey şok yapılan oluşur. Yüzey boyunca yayılan bu egsoz gazları, ardışık olarak fırlatılabilecek bir başka roketin gövdesini etkileyebilir. Bu durumda roketin XIVgövdesi üzerinde dengesiz yükler oluşur. Bu gerçekten hareketle, bu tez, kesit alanı değişmeyen bir tüp içinde sesüstü akış alanını deneysel olarak ortaya koymaya çalışmakla birlikte, aynı zamanda dış yüzeyde oluşabilecek şok yapıları da incelenmiştir. Deneyler basınçlı tanklarda sıkıştırılmış havanın serbest bırakılarak yakınsak-ıraksak bir lüleden geçtiği ve sesüstü hızların elde edildiği bir düzenekte yapılmıştır. Deneylerin yapıldığı alan kompresör ve test odası olmak üzere iki odayı içermektedir. Kompresör odasında havanın sıkıştırılması iki kademede gerçekleştirilmektedir. 8 bar'lık vidalı bir kompresör, 1 m3 hacminde ara bir tanka havayı doldurmakta, 8 bar'daki bu hava daha sonra 50 bar' a kadar sıkıştırma kapasitesi olan, iki kademeli pistonlu bir kompresör tarafından, 100 bar basınca kadar dayanabilen, her biri 0.5 m3 hacminde ve birbirine paralel bağlı 5 adet tanka doldurulmaktadır. Genellikle doldurma işlemi 30 bar'da sınırlandırılmakta ve toplam 2.5 m3' lük hava, deneylerin yapılabilmesi için geniş bir zaman aralığı kazandırmaktadır. Tanklar elle kumanda edilen bir valf aracılığıyla açılmakta ve boru hattında hızlanan hava önce durgunluk odası dediğimiz, çapı boru hattı çapından daha büyük olan bir odada yavaşlatılmakta ve daha sonra lüleden geçerek süpersonik hızlara ulaşmaktadır. Bölüm 2 de ayrıntılı olarak tanıtılan lülenin tasarım Mach sayısı 2 dir. Bu Mach sayısına karşılık gelen durgunluk basıncı 7.8 bar' dır. Gerçek roket uygulamalarında roket egsozu eksik genişlediğinden, deneyler lüle tasarım basıncının üzerindeki basınçlarda gerçekleştirilmiş ve eksik genişleme oranı 1.6'ya kadar varan hava jetleri elde edilmiştir. Lüle akışı farklı rejimler içerdiğinden, eksik genişleme rejiminin geniş tutulması için tank basınçları yüksek tutulmuştur. Hem matematiksel hem de deneysel olarak gösterildiği gibi, lüle akışı uzun süre eksik genişleme rejiminde kalmaktadır. Bu süre verilerin toplanması için yeterli bir süredir. Deneylerde akış alam, akış gölgeleme metodu ile görünür hale getirilmiştir. Bu teknik, yoğunluk farklılıklarının bulunduğu bir akış alanından paralel ışın demetinin geçirilmesi ve yoğunlukların farklı olduğu bölgelerde farklı açılarla yansıyan ışığın bir ekranda bıraktığı gölgelerin fotoğrafının çekilmesi esasına dayanmaktadır. Akış gölgeleme sisteminde içinde tunsten-ark lamba bulunan bir ışık kaynağı kullanılmış, bir lens sistemi aracılığıyla paralel hale getirilen ışın demeti akış bölgesi içinden geçtikten sonra beyaz bir ekrana düşürülmüş ve bu ekranda görünür kılman şokların fotoğrafı çekilmiştir. Jetlerin düz bir yüzeye vurmasıyla oluşan şok yapılan akış gölgeleme tekniğiyle incelenmiştir. Levha önce düz tutulmuş, daha sonra 80° ve 75° eğik tutularak deneyler yapılmıştır. Levha, lüleden xnp=3dne ve 4dne uzaklıklarda tutulmuş ve oluşan şok yapılarının serbest jetinkinden oldukça farklı olduğu görülmüştür. Dik çarpmada akış bölgesi içersinde levha şoku, etek şoku, duvar jeti ve durgunluk balonu gibi yapılar meydana gelmektedir. Mach diski, lüle şoku ve yansıyan şokun bu yapılardan etkilendiği gözlemlenmiştir. Yapılan düz vurma deneylerinde Mach diskinin boyunun bazı basınçlarda çok belirgin olarak arttığı gözlenmiştir. Levha şoku, Mach diskinin lüleye olan mesafesine göre belirmektedir. Mach diski lüleye yakınken levha şoku daha belirgindir. Bununla beraber levha şokunun basınç düştükçe dış bükey bir hal aldığı gözlemlenmiştir. XVLevhaya yakın bölgedeki akışın dairesel bir şekilde hareket etmesi ve jetin ortalama hızına göre daha düşük hızlarda kalması durgunluk balonunun oluşmasına sebep olmaktadır. Deneylerde, üzerine yağ sürülmüş bir levhaya jet dik olarak vurdurulduğunda meydana gelen farklı çaplardaki halkalar durgunluk balonunun varlığına işaret etmektedir. Eğik çarpma deneyleri ile elde edilen fotoğraflara bakıldığında, eğim açısının küçülmesi ile Mach diskinin lüleye yaklaştığı görülmektedir. Buna bağlı olarak yansıyan şokun yatayla yaptığı açı artmaktadır. xnp=4dne mesafesinde eğik çarpmada levha şokunun her basınçta var olduğu görülmüştür. Oluşan levha şokunun, dik levhadaki ile aynı basınçlarda aynı şekillere sahip olmasına rağmen levhaya daha yakın olduğu görülmüştür. Sonuç itibariyle levha üzerindeki basıncın dik duruma oranla daha yüksek olacağı düşünülmüştür. Bu gerçeğin özellikle roket teknolojisi açısından önemi, eksenden kaçık halde lançeri terkedebilecek bir roketin egsoz gazlarının, yüzeyde eğik çarpmaya neden olacağı ve dolayısıyla daha büyük dinamik yüklemeleri meydana getirebileceği olasılığıdır. Roketin egsoz gazlarının, lançer içindeki akışını gözlemlemek için 150 ve 300 mm boylarında ve 35 mm iç çapa sahip iki adet cam tüp kullanılmıştır. Deneyler üç farklı lüle konumunda; lüle tüpten 8.1 mm uzaktayken, lüle ile tüpün ağzı kesişiyorken ve lüle 10 mm tüpün içindeyken gerçekleştirilmiştir. Bu deneylerle elde edilen akış fotoğraflarında, ilk şok hücresi belirgin olarak gözlemlenmiş ve özellikle gelen ve yansıyan şokların tüp ekseni ile yaptıkları açılara ve Mach diskinin konumuna dikkat edilmiştir. Roket tüpün dışındayken, Mach diskinin çok güçlü olmadığı, ilk yansıma açısı ile ikinci gelme açısının, artan eksik genişleme oranı ile azaldıkları gözlemlenmiştir. Bunun sebebi olarak da, ortamdaki statik havanın jetin şok yapılarına, serbest jette olduğu gibi, daha iyi nüfuz etmesi olarak gösterilmiştir. Roket bu konumdayken, egsoz gazlarının lançer tüpü tarafından tamamen yutulduğu ve dış yüzey şoklarının oluşmadığı gözlenmiştir. Lüle tüpün ağzındayken, Mach diski daha belirgin hale gelmiş, yansıma şokunun lüle ekseni ile yaptığı açının eksik genişleme oranı ile arttığı ve bu şokların önündeki gelen şokların koyulaştığı gözlenmiştir. Bu veriden, roketin bu konumunda bir önceki konuma oranla, yansıma şoklarının çok daha güçlü oldukları ve bu şokları, güçlü genişlemelerin takip ettiği sonucuna varılmıştır. Bu konumda, uzun tüpte Mach disklerinin, kısa tüptekilere oranla lüleye daha yalan oldukları görülmüş ve buna, uzun tüpteki şok yapılarının önünde sürüklenmeye zorlanan daha geniş hava kütlesinin sebep olduğu düşünülmüştür. Buna bağlı olarak, kısa tüpün aksine, yansıma açılarının artan eksik genişleme oranı ile azaldıkları gözlenmiştir. Lüle 10 mm kısa tüpün içindeyken çekilen fotoğraflara bakıldığında, Mach diskinin yüksekliğinde ardışık olarak artmalar ve azalmalar gözlenmiştir. Bununla birlikte, bir önceki konuma oranla, Mach disklerinin daha geniş oldukları farkedilmiş ve Mach diski boyunca sıkıştırılan havanın, Mach diskini takip eden koyu gelme şokları tarafından büyük oranda genişletildikleri gözlenmiştir. Bu gözlemden hareketle, tüpün daha aşağı kesimlerinde bile büyük basınç yükselmelerinin olacağı sonucuna varılmıştır. Mach diskinin yüksekliğindeki değişimlere bağlı olarak, yansıma ve gelme açılarında dalgalanmalar meydana gelmiştir. Lülenin arkasındaki basınç arttıkça, tüpün lülenin sağladığı çok yüksek hızlardaki hava kütlesini, içindeki XVIsürtünmeye bağlı olarak bir anda dışarı atması mümkün olmayabilir. Hava kütlesinin tüp içersinde sıkışması, akıştaki şok yapılarının lüleye doğru ötelenmesine sebep olur. Şok yapılarının lüleye yaklaşması ile birlikte, lüle ile tüp çeperi arasındaki ortam havasının basıncı artar. Bu basıncın etkisi ile birlikte, tüp içersindeki havanın dışarı atılması kolaylaşır ve akıştaki genişlemeler artar. Bu süreç tüp içindeki basıncın tekrar artmasıyla tekrarlanır ve buna bağlı olarak şok açılarında artma ve azalmalar görülür. Deneylerin yapıldığı her konum ve basınç için, yansıma şoku boyunca havanın ne kadar sıkıştırıldığı, eğik şok için verilen denklemlerden hesaplanmış ve tablolar halinde verilmiştir. Eğik şoklar boyunca meydana gelen basınç artışlarının, şok açısına, Mach sayısına ve lüle ağzındaki akışın basıncına bağlı olduğu bilinmektedir. Her konumda şok açılarında düzenli bir artış görülmemesine rağmen, artan durgunluk basıncıyla birlikte lüle çıkışındaki basınçlar arttığından, eğik şokların güçlerinde düzenli artışlar meydana gelmiştir. Akış gölgeleme metodu yeni olmamakla beraber, bu tekniğin lançer içindeki akışın görüntülenmesinde kullanılmasının bir yenilik olduğu düşünülmektedir. xvn
Özet (Çeviri)
SUMMARY The firing of rockets from launchers is accompanied by strong jet-wall interactions. An experimental program has been conducted in which simulated underexpanded exhaust plumes impinged on a plate and the walls of launcher tubes and the resulting flow-fields were pictured with shadowgraph method. One of the interests of the present study was the flow-field that occurs when a rocket exhaust impinges on the surface of a launcher assembly. The impingement of a supersonic jet on the launcher surface was simulated by a solid surface which was located perpendicular and oblique to the jet axis. The test variables included: distance from nozzle exit plane to the launcher assembly, stagnation pressure of the simulated rocket and the inclination angle of the plate In oblique impingement it was found that the surface pressures are greater than in normal impingement. The other concern was the experimental investigation of the flow-field inside the launcher tube. The test variables included: the location of the nozzle exit plane to the inlet of the launcher tube, stagnation pressure of the simulated rocket and the length of the tube. Strong and potentially destructive pressure amplitudes have been observed during the early stages of rocket firings from tubes. Using shadowgraph pictures, an adequate prediction of the impingement shock angles and, therefore, the impingement shock locations and static wall pressures was possible in the region where the first shock cell was observed. The interaction between the shock wave system and the wake region near the base of the rocket and its controlling flow mechanisms result in a complex non-steady overall interaction of flow regions.
Benzer Tezler
- 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
2014
Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. KEMAL BÜLENT YÜCEİL
- Bir yan akım içindeki türbülanslı jet akışının deneysel olarak incelenmesi
Experimental investigation of turbulent jet stream in a crossflow
HİCRET ERTAN
- Scramjet motorlarda alev tutucu geometrisinin hava-yakıt karışımına etkisinin sayısal olarak araştırılması
Numerical investigation of the effect of flame holder geometry on air-fuel mixture in scramjet engines
MUSTAFA YÜZÜCÜ
Yüksek Lisans
Türkçe
2024
Mühendislik BilimleriAmasya ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. BURAK KURŞUN
- Numerical investigation of aerodynamic and aeroacoustic properties of a supersonic jet
Ses üstü bir jetin aerodinamik ve aero akustik özelliklerinin numerik olarak incelemesi
RAMİZ ÖMÜR İÇKE
Yüksek Lisans
İngilizce
2015
Bilim ve Teknolojiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. İLYAS BEDİİ ÖZDEMİR
- Shock characteristics of supersonic two phase free jets
Sesüstü akışlarda iki fazlı serbest jetlerin şok yapıları
GÖKHAN ÖZKAN