Geri Dön

Farklı irtifalara göre tasarlanmış aerospike lülelerin çeşitli irtifalarda performans karşılaştırması

Designed for different altitudes at various altitude of aerospike nozzles performance comparison

PDF İndir

  1. Tez No: 865842
  2. Yazar: BARTU AKMAN
  3. Danışmanlar: PROF. DR. AYDIN MISIRLIOĞLU
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Aeronautical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2024
  8. Dil: Türkçe
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 122

Özet

Günümüzde uzay ile ilgili artan çalışmalar ve görevler, daha uzak yerleri keşfetme ve oralar hakkında araştırma yapma ihtiyaçları, roket tasarımına ve verimliliğine ilgiyi arttırmıştır. Lüle tasarımları tarih boyunca sürekli gelişim göstermiştir. Konik lüle, kullanılan ilk lülelerdir. Konik lüleler, roketin itki gücünü arttırırken aynı zamanda yönlendirilebilirliğini de daha iyi hale getirdi. Konik lüle sabit bir açı ile genişler ve bu durum konik lülelerin çok uzun ve ağır bir yapıya sahip olmasına neden olur. Bu yüzden araştırmacılar daha küçük boyutlarda aynı performansa ulaşabilecek yeni lüle tasarımları üzerinde çalışmalara başladılar. Daha sonra çan lülesini keşfettiler. Çan lülesi, konik lülenin geliştirilmiş bir formudur. Çan lülesi, çıkışta küçük bir sapma açısı elde etmek için lüle kontur eğimini kademeli olarak tersine çeviren, lüle boğazının arkasında yüksek açılı bir genişleme bölümüne sahiptir. Lüle duvarları, akışı eksenel yöne daha yakın yönlendirerek itme kaybını en aza indirecek şekilde şekillendirilir. Çan lülesinin konik lüleye göre temel farkı boyutu minimize ederken performansı maksimize etmesidir. Ancak çan lülesinin de bir dezavantajı vardır. Bu da, sadece bir irtifa değeri için optimum çalışıyor olmasıdır. Araştırmacılar bu kısıtlamayı da ortadan kaldırmak istediler ve çalışmalara başladılar. Çalışmalar sonucunda aerospike lüle fikri ortaya atıldı. Aerospike lüle, 1950'li yıllardan beridir üzerine çalışılan bir lüle tipidir. Uzun bir süre kullanılıp kullanılmaması üzerine tartışmalar sürerken, NASA, 1990'lı yıllarda Venture Star olarak da bilinen X-33 görevinde tek kademeli uzay aracının tahrik sisteminde doğrusal tapa yapısını kullanmıştır. Aerospike lülenin, geleneksel çan lülelerine göre çeşitli avantajları bulunmaktadır. Bu avantajlardan en önemlisi ise irtifa dengeleme özelliğidir. Aerospike lülenin irtifa dengeleme özelliği, son yıllarda aerospike lüleye ilginin artmasını ve aerospike lüleler hakkında çeşitli çalışmalar yapılmasını sağladı. Mühendisler, aerospike lülenin konturunu tasarlamak için çeşitli yaklaşımlar ortaya koymuşlar ve yöntemler geliştirmişlerdir. Aerospike lüle konturunun tasarımı için geliştirilen yöntemler arasında Wang ve Qin, B-Spline metodu, Rao metodu, Zebbiche ve Youbi metodu, Foelsch metodu ve Angelino metodu gibi metotlar vardır. Bu çalışmada, Angelino metodunu tercih edilme sebebi, yönteminin basitliği ve doğruluğudur. Yöntemin temeli, geometrik denklem, genişleme fanı Prandtl-Meyer fonksiyonu ve izentropik akış ilişkilerine dayanmaktadır. Bu çalışamda, bir Matlab kodu yardımıyla Angelino metodu hesaplamaları yapılacak ve deniz seviyesi için optimum çalışan ve 10000 metre irtifa için optimum çalışan aerospike lüle konturlarının noktaları belirlenecektir. Bu çalışmada aerospike lülenin irtifa dengeleme özelliğini araştırmak için deniz seviyesine göre tasarlanmış aerospike lüle için deniz seviyesinde, 5000 metre, 10000 metre, 20000 metre, 40000 metre, 50000 metre, 60000 metre, 70000 metre ve 80000 metre olmak üzere 9 farklı irtifada HAD analizleri yapılacaktır. Bu analizler, bir Matlab kodu yardımıyla Angelino metodu hesaplamaları yapılarak ortaya çıkarılan, deniz seviyesinde optimum çalışacak şekilde tasarlanan aerospike lüle kontur geometrisi için yapılacaktır. 10000 metre irtifada optimum çalışacak şekilde tasarlanan lüle için ise deniz seviyesi, 5000 metre, 10000 metre, 20000 metre ve 40000 metre irtifalarda HAD analizi yapılacaktır. Bu çalışma, irtifa değişiminin toplam itki ve spesifik itki üzerindeki etkilerini incelemeyi amaçlamaktadır. Aynı zamanda farklı irtifalara göre tasarlanmış aerospike lüle konturu tasarımları için, irtifanın performans üzerindeki etkilerini incelemeyi amaçlamaktadır. HAD, akışkanların hareketini tanımlayan temel denklemleri çözmeye dayanır. Bu denklemler genellikle Navier-Stokes denklemleri olarak bilinir ve hareket eden akışkanın özelliklerini matematiksel olarak ifade eder. Bilgisayarlar, sayısal çözümleme yöntemleri kullanılarak denklemleri çözmek için kullanılır. Hesaplamalar genellikle bir bilgisayar programı aracılığıyla gerçekleştirilir. Sayısal yöntemler, akışkanın karmaşık davranışlarını simüle etmek için kullanılır. HAD simülasyonlarında, akışkanın başlangıç koşulları ve çevresel etkileşimler sınır koşulları olarak belirlenir. Bu koşullar, gerçek sistemdeki fiziksel özelliklere dayanarak belirlenir. HAD simülasyonları için bir hesaplama alanı oluşturulur ve bu alan bir ağ ile bölünür. Hesaplamalar bu ağ üzerinde gerçekleştirilir. Daha ince bir ağ, daha hassas sonuçlar sağlar, ancak hesaplama maliyetini artırır. HAD simülasyonlarından elde edilen sonuçlar, akışkanın hızı, basınç dağılımı, sıcaklık değişiklikleri gibi çeşitli parametreleri içerir. Bu sonuçlar, tasarım iyileştirmeleri veya problem çözümleri için analiz edilir. Bu çalışmada, ticari bir HAD programı olan ANSYS Fluent kullanılmıştır. Lüle geometrisi eksenel simetrik olduğu için 2 boyutlu bir analiz gerçekleştirilir. Kontur geometrisi ve akış alanının olduğu geometri SolidWorks yardımıyla ANSYS'e aktarıldıktan sonra bir ağ yapısı kurulur. Çözücü ayarları yapılırken daha hassas bir sonuç elde edebilmek için çift hassasiyet ayarlanır. Sıkıştırılabilir bir akış problemi çözüldüğü için yoğunluk bazlı çözücü ayarı kullanılır. Geometri eksenel simetrik olduğu için eksenel simetrik çözüm seçeneği seçilir. Akışkan ayarları yapılırken, akışkan ideal gaz kabul edilir ve akışkan vizkositesi için Sutherland yasası kullanılır. Türbülans modeli olarak k-epsilon (2 denklemli) türbülans modeli seçilir. Enerji denklemi açık konuma getirilir. Sınır şartları duvar olarak kabul edilir. Bunun sebebi, lülenin rüzgar tünelinde test edildiğinin varsayılmasıdır. Giriş sınırı için giriş basıncı ve giriş sıcaklığı olarak, yanma odası basıncı ve sıcaklığı kabul edilir. Yanma odası basıncı 4800000 Pa ve yanma odası sıcaklığı 1773 K olarak seçilmiştir. Çıkış sınır şartları ise analizin yapılacağı irtifa değerlerine göre değişmektedir. Her irtifada farklı bir atmosfer basıncı ve sıcaklığı vardır. Eksen için eksen sınır şartı seçilir. Kontur yüzeyi, dudak ve yanma odası duvarları, duvar sınır şartıyla belirtilir. ANSYS Fluent'te ayarlamalar yapıldıktan sonra elde edilen sonuçlar hem Mach sayısı konturu, hem hız büyüklüğü konturu, hem basınç konturu hem de sıcaklık konturu olarak birbirleri ile karşılaştırılır. ANSYS Fluent sonuçlarına göre; deniz seviyesine göre tasarlanan konturda deniz seviyesinde optimum genleşme gerçekleşmektedir. Sırasıyla 5000 metre, 10000 metre, 20000 metre, 40000 metre, 50000 metre, 60000 metre, 70000 metre ve 80000 metre irtifalarda az genişleme gerçekleşmektedir. 10000 metre irtifaya göre tasarlanan konturda ise deniz seviyesi ve 5000 metre irtifada aşırı genleşme durumu, 10000 metre irtifada optimum genleşme, 20000 metre ve 40000 metre irtifada ise az genleşme görülür. ANSYS Fluent'ten alınan çıktılar, itki hesaplamaları için yazılan Matlab koduna aktarılır. Bu sayede deniz seviyesine göre tasarlanan aerospike lüle için çeşitli irtifalarda toplam itki ve spesifik itki hesaplamaları yapılır. Çıkan itki sonuçları birbirleri ile karşılaştırılır. Deniz seviyesinde 1.4508e+04 N olan toplam itki kuvveti, irtifa arttıkça artmaya devam etmekte ve 40000 metre irtifada 1.5372e+04 N değerine ulaşmaktadır. 40000 metre irtifadan daha yüksek irtifalarda, azalan atmosfer basıncı değişimden dolayı toplam itkide büyük bir değişim gözlenmemiştir. Spesifik itki değeri ise, deniz seviyesinde 189.3538 değerindeyken, irtifa arttıkça artmaya devam etmekte ve 80000 metre irtifada 200.6732 değerini görmektedir. 10000 metre irtifaya göre tasarlanan aerospike lüle için ise itki hesabı yapılmamıştır. Çalışmada farlı irtifalarda optimum çalışması için tasarlanan iki lülenin karşılaştırılabilmesi için çeşitli parametrelerin hesaplanmasına ihtiyaç vardır.

Özet (Çeviri)

Nowadays, increasing space-related studies and missions, the need to explore more distant places and conduct research about them have increased the interest in rocket design and efficiency. Bowl designs have constantly evolved throughout history. Conical pipes were the first pipes used. While the conical nozzles increased the thrust power of the rocket, they also improved its directivity. The conical ringlet expands at a fixed angle, and this causes the conical ringlets to have a very long and heavy structure. That's why researchers started working on new nozzle designs that could achieve the same performance in smaller sizes. Then they discovered the bell pipe. The bell pipe is an improved form of the conical pipe. The bell has a high-angle expansion section at the rear of the bell throat that gradually reverses the nozzle contour slope to achieve a small deflection angle at the exit. The nozzle walls are shaped to minimize thrust loss by directing the flow closer to the axial direction. The main difference of the bell pipe compared to the conical pipe is that it maximizes performance while minimizing the size. However, the bell pipe also has a disadvantage. This means that it works optimally for only one altitude value. Researchers wanted to eliminate this limitation and started working. As a result of the studies, the idea of an aerospike nozzle was put forward. Aerospike pipe is a type of pipe that has been studied since the 1950s. While debates continued over whether or not it should be used for a long time, NASA used the linear fuze structure in the propulsion system of the single-stage spacecraft in the X-33 mission, also known as Venture Star, in the 1990s. Aerospike pipes have several advantages over traditional bell pipes. The most important of these advantages is the altitude balancing feature. The altitude balancing feature of the aerospike nozzle has led to increased interest in the aerospike nozzle in recent years and the conduct of various studies on aerospike nozzles. Engineers have introduced various approaches and developed methods to design the contour of the aerospike nozzle. Among the methods developed for the design of the aerospike nozzle contour, there are methods such as Wang and Qin, B-Spline method, Rao method, Zebbiche and Youbi method, Foelsch method and Angelino method. The reason for choosing the Angelino method in this study is the simplicity and accuracy of the method. The basis of the method is based on geometric equation, expansion fan Prandtl-Meyer function and isentropic flow relations. In this study, Angelino method calculations will be made with the help of a Matlab code and the points of the aerospike nozzle contours that work optimally for sea level and work optimally for 10000 meters altitude will be determined. In this study, in order to investigate the altitude balancing feature of the aerospike nozzle, CFD analyzes will be carried out for the aerospike nozzle designed for sea level at 9 different altitudes: sea level, 5000 meters, 10000 meters, 20000 meters, 40000 meters, 50000 meters, 60000 meters, 70000 meters and 80000 meters. . These analyzes will be carried out for the aerospike nozzle contour geometry, which is designed to operate optimally at sea level, which is revealed by Angelino method calculations with the help of a Matlab code. For the nozzle, which is designed to operate optimally at an altitude of 10000 meters, CFD analysis will be carried out at sea level, 5000 meters, 10000 meters, 20000 meters and 40000 meters. This study aims to examine the effects of altitude change on total thrust and specific thrust. It also aims to examine the effects of altitude on performance for aerospike nozzle contour designs designed for different altitudes. CFD is based on solving the fundamental equations that describe the motion of fluids. These equations are commonly known as the Navier-Stokes equations and express mathematically the properties of a moving fluid. Computers are used to solve equations using numerical analysis methods. Calculations are usually performed through a computer program. Numerical methods are used to simulate complex behavior of the fluid. In CFD simulations, initial conditions of the fluid and environmental interactions are determined as boundary conditions. These conditions are determined based on the physical properties in the real system. For CFD simulations, a computational domain is created and this domain is divided by a mesh. Calculations are performed on this network. A finer mesh provides more precise results but increases the computational cost. The results obtained from CFD simulations include various parameters such as fluid velocity, pressure distribution, temperature changes. These results are analyzed for design improvements or problem solutions. In this study, ANSYS Fluent, a commercial CFD program, was used. Since the nozzle geometry is axisymmetric, a 2-dimensional analysis is performed. After the contour geometry and the geometry containing the flow field are transferred to ANSYS with the help of SolidWorks, a network structure is established. When adjusting the solver settings, double sensitivity is set to obtain a more precise result. Density-based solver tuning is used because a compressible flow problem is being solved. Since the geometry is axisymmetric, the axisymmetric solution option is selected. When making fluid settings, the fluid is assumed to be an ideal gas and Sutherland's law is used for fluid viscosity. The k-epsilon (2 equation) turbulence model is chosen as the turbulence model. The energy equation is turned on. Boundary conditions are considered walls. This is because it is assumed that the nozzle was tested in a wind tunnel. Combustion chamber pressure and temperature are accepted as the inlet pressure and inlet temperature for the inlet boundary. The combustion chamber pressure was chosen as 4800000 Pa and the combustion chamber temperature was chosen as 1773 K. The exit boundary conditions vary depending on the altitude values at which the analysis will be performed. Each altitude has a different atmospheric pressure and temperature. Axis boundary condition is selected for the axis. The contour surface, lip and combustion chamber walls are specified by the wall boundary condition. After making adjustments in ANSYS Fluent, the results obtained are compared with each other as Mach number contour, velocity magnitude contour, pressure contour and temperature contour. According to ANSYS Fluent results; Optimum expansion occurs at sea level in the contour designed according to sea level. Little expansion occurs at altitudes of 5000 meters, 10000 meters, 20000 meters, 40000 meters, 50000 meters, 60000 meters, 70000 meters and 80000 meters, respectively. In the contour designed for 10000 meters altitude, excessive expansion is observed at sea level and 5000 meters altitude, optimum expansion is observed at 10000 meters altitude, and underexpansion is observed at 20000 meters and 40000 meters altitude. The outputs from ANSYS Fluent are transferred to the Matlab code written for thrust calculations. In this way, total thrust and specific thrust calculations are made at various altitudes for the aerospike nozzle designed for sea level. The resulting thrust results are compared with each other. The total thrust force, which is 1.4508e+04 N at sea level, continues to increase as the altitude increases and reaches 1.5372e+04 N at an altitude of 40000 meters. At altitudes higher than 40000 meters, no major change in total thrust was observed due to the decreasing atmospheric pressure change. While the specific thrust value is 189.3538 at sea level, it continues to increase as the altitude increases and reaches 200.6732 at an altitude of 80000 meters. No thrust calculations have been made for the aerospike nozzle designed for an altitude of 10000 meters. In the study, various parameters need to be calculated in order to compare two nozzles designed for optimum operation at different altitudes.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    864106

    Altitude dependent thermal model and analysis of an outrunner rotor permanent magnet synchronous motor for unmanned air-vehicle applications

    İnsansız hava aracı uygulamaları için dış rotorlu kalıcı mıknatıslı senkron motorun irtifaya bağlı termal modeli ve analizi

    YUNUS EMRE CİNAL

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2024

    Elektrik ve Elektronik Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Elektrik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. DERYA AHMET KOCABAŞ

  2. Tez No

    873252

    Jig shape optimization for desired shape of a high-altitudelong-endurance class unmanned aerial vehicle underaeroelastic effects

    Hale sınıfı bir ınsansız hava aracının aeroelastik etkileraltında hedeflenen şekle ulaşmak için jig şeklioptimizasyonu

    AKIN ATEŞ

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2024

    Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Hesaplamalı Bilimler ve Mühendislik Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MELİKE NİKBAY

  3. Tez No

    438169

    Investigation and development of nontraditional approach for attitude estimation of small satellites

    Küçük uyduların yönelim kestirimi için geleneksel olmayan yaklaşımın incelenmesi ve geliştirilmesi

    DEMET ÇİLDEN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2016

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. CENGİZ HACIZADE

  4. Tez No

    832413

    Bir deneysel arkeoloji çalışması: Antik Yunan ve Roma'da mekanik

    An experimental archeology study: Mechanics in Ancient Greek and Rome

    MURAT DELİBAŞ

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2023

    ArkeolojiSivas Cumhuriyet Üniversitesi

    Arkeoloji Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. ERDENER PEHLİVAN

  5. Tez No

    778021

    3 boyutlu yapay potansiyel alanlar yöntemi ile otonom insansız hava araçları için yol planlaması

    Path planning for autonomous unmanned aerial vehicles by using 3Dmodelled artificial potential fields

    MUHAMMET EMRE AKARSU

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2023

    Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve KontrolMilli Savunma Üniversitesi

    Bilgisayar Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DR. ÖĞR. ÜYESİ ÖMER ÇETİN

Geri Dön