Geri Dön

Ramjet motorlu füzelerde ses üstü hava alığı performans analizi

Performance analysis of supersonic air intakes in ramjet powered missiles

PDF İndir

  1. Tez No: 946265
  2. Yazar: OSMAN KEREM KOÇ
  3. Danışmanlar: DOÇ. DR. SERTAÇ ÇADIRCI
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Makine Mühendisliği, Aeronautical Engineering, Mechanical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2025
  8. Dil: Türkçe
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Isı-Akışkan Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 81

Özet

Hazırlanan tez çalışmasında ramjet motorlu füzelerde ses üstü hava alığı performans analizi yapılmıştır. Hava soluyan motorlarda, yanma için gerekli havanın belirli basınç ve debilerde yanma odasına iletilmesi gerekmektedir. Bazı motorlar bu koşulu sağlamak için hava alığına ihtiyaç duyar. Özellikle havacılık motorları ele alınacak olursa turbojet, turbofan, turboprop, ramjet ve scramjet motorlar, akışın düzenlenmesi için hava alıklarına ihtiyaç duymaktadır. Motorların seyir hızı, uçuş irtifası, hava aracı üzerindeki konumu gibi parametreler şekilleri ve boyutları için sınırlayıcı olmaktadır. Örneğin sivil havacılık uçaklarının ses altı hızlarda uçması sebebiyle, ramjet motorlu hava araçlarında kullanılan hava alıklarından farklı geometriye sahiptir. Ramjet motorlu hava araçları ses üstü uçması sebebiyle yakınsak ıraksak hava alığına sahiptir. Yakınsak ıraksak yapı ses üstü akışı ses altı hızlara düşürür. Ramjet motorlarda yanma odası sonrası türbin bulunmaz. Yanma ses altı hızlarda gerçekleşir. Yanma odası sonrası akış, yakınsak ıraksak lüleden geçerek ses üstü hızlarda itki sağlar. Ramjet hava alıkları genellikle 1-5 Mach aralığında çalışır. 5Mach ve üzeri akışlar hipersonik kabul edilmektedir. Scramjet motorlar genellikle hipersonik hava araçlarında kullanılmaktadır. Şekil itibariyle ramjet hava alıkları, eksenel simetrik ya da dörtgensel yapıda olabilir. Bu çalışmada dörtgensel yapıda olan bir hava alığı için validasyon çalışması, parametrik analiz ve performans analizleri yapılmıştır. Hava alıklarında performansı belirleyen parametreler kütlesel debi kazanımı, basınç kazanımı, kararlılık olarak karşımıza çıkmaktadır. Hava soluyan motor için gerekli kütlesel debi ve basınç, kararlı akış ile sağlanmalıdır. Gerekli debi ve basıncın sağlanmaması durumunda motorda susma olayı gerçekleşebilir. Bu durum hava aracı için hayati önem arz etmektedir. Bu çalışmada hava alığı performansını etkileyen parametreler tespit edilmiştir. Bu parametreler, alanlar oranı, vana kapalılık oranı, rampa açısı ve adeti, seyir hızı ve irtifası, difüzör açısı ve bleed geometrisi bulunma durumudur. Rampa açıları eğik şoklar meydana getirerek akışı ses hızı seviyesine düşürür. Boğaz bölgesinde meydana gelen normal şok ile akış ses altı hızlara düşer. Ses altı hız bölgesinde bulunan açılı difüzör rampası, genişleyen yapısı ile hızı azaltır ve statik basıncı arttırır. Bleed, ramjetlerde hava alığı hattı içerisinde atmosfere hava tahliyesi sağlayarak performansı arttırmaya çalışan açıklıktır. Bleed yapıları farklı boyutlarda ve konumlarda olabilirler. Bleed yapısı genellikle normal şoku boğazda tutmaya çalıştığı için boğaza yakın yerde bulunmaktadır. Debi kaybına neden olurken normal şoku boğazda tutarak toplam basınç kazancı sağlar. Normal şokun tam boğazda olduğu koşul kritik koşul olarak kabul edilmektedir. Subkritik olarak adlandırılan koşulda normal şok hava alığa girişine yaklaşır ve bu durum buzzing olayına kadar gidebilir. Buzzing olayı hava alığı içerisine yeterli kütlesel debinin alınmadığı veya akışın hava alığı içine dolmadığı durum olarak kabul edilebilir. Bir diğer durum ise süperkritik durumdur. Süperkritik durumda normal şok difüzör bölgesine yaklaşmaktadır. Bu durum subkritik durumda olduğu gibi toplam basınçta kayba sebebiyet vermektedir. Alanlar oranı, hava alığı seyir hızı alt limitini belirlemektedir. Hava alığı seyir hızı çalışma aralığında kendiliğinden başlatma bölgesinde olmalıdır. Kendiliğinde başlatma bölgesi Kantrowitz eğrisi ile tayin edilmektedir. Ramjet motorlu hava araçları seyir hızı aralığında atmosfere bırakılmalıdır veya operasyon hızına farklı itki sistemleri ile getirildikten sonra çalışmaya başlayabilirler. Rampa açıları eğik şok denklemleri ile belirlenebilir. Eğik şok denklemleri ile şok açısı ve şok sonrası akış parametrelerinin oranları tanımlanabilmektedir. Bu çalışmada, belirlenen geometri ile HAD (Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği) analizleri yapılarak hava alığı performans analizi ve parametrik etkilerinin ortaya konması hedeflenmiştir. HAD analizleri ile tasarlanacak hava alığı performansı hakkında öngörü elde edilebilmektedir. Ses üstü rüzgar tünellerine erişimin zor olabilmesi veya kullanımının maliyetli olabilmesi HAD yöntemlerine ayrıca yöneltmektedir. Maliyet etkin testler yapılabilmesi için kritik koşulları çıkarmak amacıyla da HAD analizleri koşturulabilir. Bu çalışma ile 2B HAD modeli oluşturularak literatüre katkıda bulunulması amaçlanmıştır. Öncelikle oluşturulan HAD modeli doğrulama çalışmasında yer alan testler, referans alınarak valide edilmiştir. Bu modelde analiz, 2B daimi akış olarak kabul edilmiştir. Validasyon yapılırken farklı çözüm ağları ve farklı türbülans modelleri kullanılmıştır. Çözüm ağından bağımsızlık analizi sayısı 78 bin ile 589 bin elemana sahip farklı çözüm ağları ile gerçekleştirilmiştir. Türbülans hassasiyeti analizinde k-ω SST, k epsilon ve Spalart-Allmaras modelleri ile çözümler yapılmıştır. Analizlerde RANS çözümü kullanılmıştır. Ayrıklaştırma 2.mertebeden gerçekleştirilirken şema coupled olarak çözülmüştür. Referans test verisiyle en çok uyuşan k-ω SST modeli ile analizlere devam edilmiştir. k-ω SST modeli yüksek hızlarda düşük sınır tabaka kalınlığı ve yaşanan şok yapılarını modellemede başarılı sonuçlar vermiştir. 2B HAD modelinde çıkan şok açıları ve şok sonrası hızlar analitik hesap ile kıyaslanmış ve yakın sonuçlar elde edilmiştir. Validasyon durumu olarak HA hızının 2.5 Mach olduğu durum kabul edilmiştir. Doğrulama için test verisindeki kütlesel debi kazanımı ve toplam basınç kazanımı eğrisi kullanılmıştır. Ayrıca akışın daimi akış kabul edilip edilmeyeceğini tespit etmek amacıyla zamana bağlı analizler gerçekleştirilmiştir. 10 ms aralıklarla çözümler elde edilmiş olup akışın 40 ms sonunda daimi akış formuna ulaştığı görülmüştür. Analizler 3 farklı kapalılık oranında yinelendiğinde benzer sonuçlar görülmüştür. Yapılan analizlerde hava alığına bleed eklenmesi durumunda debi kaybı yaşanırken toplam basınç kazanımı artmaktadır. Bleed atmosfere hava akışı sağlarken normal şoku boğazda tutmaya çalışmaktadır. Yüksek kapalılık oranlarında bleed olmaması koşulunda yüksek ters basınç normal şoku hava alığı girişine iterek buzzing durumuna sebebiyet verirken bleed yapısı, normal şoku debi kaybına neden olarak boğaza çekmektedir. Bu nedenle buzzing meydana gelmeden yüksek basınç kazanım değerleri sağlanabilmektedir. Tasarlanan hava alığı için belirlenen uçuş zarfı 2.5-3.5 Mach aralığındadır. Kendiliğinden başlatma hızı 1.72 Mach'tır. Farklı hızlarda performans analizi yapılmıştır. Yüksek hızlarda debi kazanımı artmaktadır. Doğrulama çalışmasındaki rüzgâr tüneli testlerinde yüksek hızlar için yüksek toplam basınç değerleri tanımlanmıştır. Fakat hava alığı vana önündeki toplam basınç değerleri çok fazla değişmemiştir. En yüksek toplam basınç değerleri 3 Mach koşulunda görülmüştür. 3.Rampa açısı olarak tanımlanan ve hava alığı alanlar oranını belirleyen Cowl Lip açısı parametrik olarak çözdürülmüş ve analiz sonuçları incelenmiştir. Alanlar oranı kendiliğinden başlatma hızını belirlemektedir. Analiz sonuçlarına göre cowl açısı arttıkça giriş alanı azaldığından kütlesel debi kazanımı ve basınç kazanımı azalmaktadır. Fakat cowl açısının fazla azalması durumunda sıkıştırma oranı artar, alanlar oranı azalır. Alanlar oranın azalması kendiliğinden başlatma bölgesinden çıkılmasına sebebiyet verebilir. Son olarak analizler 3B olarak daimi akış kabulü ile k-ω SST modeli ile çözülmüştür. 3B modelde de validasyon şartları sağlanmıştır. Fakat model maliyetinin daha düşük olması, modelin kütlesel debi kazanımı, toplam basınç kazanımı ve eğik şok analitik hesapları ile uyuşması sebebiyle 2B analizlerle devam edilmiştir. Tüm çalışma değerlendirilecek olursa dörtgensel hava alıklarında 2B HAD analizleri ile akış rejimi öngörüsünde bulunulabileceği ve maliyet etkin çözümler sunulabileceği tespit edilmiştir.

Özet (Çeviri)

In the prepared thesis study, supersonic air intake performance analysis was performed in ramjet engine missiles. In air-breathing engines, the air required for combustion must be delivered to the combustion chamber at certain pressures and flow rates. Some engines require air intakes to provide this condition. Especially if aviation engines are considered, turbojet, turbofan, turboprop, ramjet and scramjet engines require air intakes to regulate the flow. Parameters such as the speed, flight altitude and position on the missile are limiting for their shapes and sizes. For example, since civil aviation aircraft fly at subsonic speeds, they have different geometry than the air intakes used in ramjet engine aircraft. Ramjet engine missile have convergent divergent air intakes due to their supersonic flight. The convergent divergent structure reduces the supersonic flow to subsonic speeds. There is no turbine after the combustion chamber in ramjet engines. Combustion occurs at subsonic speeds. The flow after the combustion chamber passes through the convergent divergent nozzle and provides thrust at supersonic speeds. Ramjet air intakes generally operate in the 1-5 Mach range. Flows of Mach 5 and above are considered hypersonic. Scramjet engines are generally used in hypersonic missiles. Ramjets can be axially symmetric or rectangular in shape. In this study, validation studies, parametric analysis and performance analyses were performed for an air flow with a quadrilateral structure. The parameters that determine the performance in air intakes are mass flow recovery, pressure recovery and stability. The required mass flow and pressure for an air breathing engine must be provided with stable flow. If the required flow and pressure are not provided, the engine may shut down. This situation is of vital importance for the aircraft. In this study, the parameters affecting air intake performance were determined. These parameters are compression ratio, valve closure ratio, ramp angle and number, speed and altitude, diffuser angle and bleed geometry. Ramp angles reduce the flow to the sound speed level by creating oblique shocks. The normal shock occurring in the throat region reduces the flow to subsonic speeds. The angled diffuser ramp located in the subsonic speed region reduces the speed and increases the pressure with its expanding structure. Bleed is the opening that tries to increase the performance by providing air discharge to the atmosphere in the air inlet line in ramjets. Bleed structures can be in different sizes and positions. The bleed structure is usually located close to the throat as it tries to keep the normal shock in the throat. While causing a loss of flow, it provides total pressure recovery by keeping the normal shock in the throat. The condition where the normal shock is right in the throat is accepted as the critical condition. In the condition called subcritical, the normal shock approaches the entrance to the air inlet and this situation can go as far as buzzing. The buzzing event can be accepted as the situation where sufficient mass flow is not taken into the air inlet or the flow does not fill the air inlet. Another situation is the supercritical condition. In the supercritical condition, the normal shock approaches the diffuser region. This situation also causes a loss in total pressure as in the subcritical condition. The compression ratio determines the lower limit of the air inlet cruising speed. The air inlet should be in the self-starting region in the cruising speed operating range. The self-starting region is determined by the Kantrowitz curve. Ramjet engine missile should be released into the atmosphere in the cruising speed range or they can start working after being brought to the operating speed with different thrust systems. Ramp angles can be determined by oblique shock equations. The shock angle and post-shock flow parameter ratios can be defined by oblique shock equations. In this study, it is aimed to reveal the air intake performance analysis and parametric effects by performing CFD (Computational Fluid Dynamics) analyses with the determined geometry. With CFD analyses, predictions can be obtained about the air inlet performance to be designed. The fact that it is difficult to access supersonic wind tunnels or that they can be costly to use also directs CFD methods. CFD analyses can also be run to extract critical conditions for cost-effective tests. This study aims to contribute to the literature with a 2D CFD model. First of all, the CFD model created was validated by taking the tests included in the verification study as reference. In this model, the analysis was accepted as 2D steady flow. Different solution networks and different turbulence models were used during validation. Mesh independence analysis was performed with 8 different meshes with the number of elements ranging from 78000 to 504000. In the turbulence sensitivity analysis, solutions were made with k-ω SST, k-epsilon and Spalart-Allmaras models. RANS solution was used in the analyses. The scheme was solved as coupled while discretization was performed in the 2nd order. The analyses were continued with the k-ω SST model, which was the most compatible with the validation test data. The k-ω SST model gave successful results in modeling the low boundary layer thickness and the experienced shock structures at high speeds. The shock angles and post-shock velocities obtained in the 2D CFD model were compared with the analytical calculation and similar results were obtained. The missile speed of 2.5 Mach was accepted as the validation case. The mass flow recovery and total pressure recovery curve in the test data were used for validation. In addition, time-dependent analyses were solved in order to determine whether the flow would be accepted as steady flow. Solutions were obtained at 10 ms intervals and it was seen that the flow reached the steady flow form at the end of 40 ms. Similar results were seen when the analyses were repeated at 3 different vane closure ratios. In the analyses performed, when bleed was added to the air intake, the total pressure recovery increased while the flow rate was lost. While the bleed provides air flow to the atmosphere, it tries to keep the normal shock in the throat. In high closure ratios, in the absence of bleed, high back pressure pushes the normal shock to the air intake intake and causes buzzing, while the bleed structure pulls the normal shock to the throat, causing a loss of flow rate. Therefore, high pressure recovery values can be achieved without buzzing. The flight envelope determined for the designed air intake is in the range of 2.5-3.5 Mach. Self-starting speed is 1.72 Mach. Performance analysis was performed at different speeds. Mass flow recovery increases at high speeds. High total pressure values were defined for high speeds in the wind tunnel tests in the verification study. However, the total pressure values in front of the air intake valve did not change much. The highest total pressure values were seen at the 3 Mach condition. Cowl Lip angle, defined as the third ramp angle and determining the air intake compression ratio, was solved parametrically and the analysis results were examined. The compression ratio determines the self-starting speed. According to the analysis results, as the cowl angle increases, the mass flow recovery and pressure recovery decrease since the intake area decreases. However, if the cowl angle decreases too much, the compression ratio increases and the area ratio decreases. The decrease in the area ratio may cause exit from the self-starting region. Finally, the analyses were solved with the k-ω SST model with the assumption of steady flow in 3D. Validation conditions were also provided in the 3D model. However, 2D analyses were continued due to their lower cost and compatibility with mass flow recovery, total pressure recovery and oblique shock analytical calculations. If the entire study is evaluated, it has been determined that flow regime prediction can be made with 2D CFD analyses in rectangular air intakes and cost-effective solutions can be found.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    878620

    Füze sistemlerinde kullanılan atılabilir lüle tutucu parçasının topoloji optimizasyonu ile tasarımının iyileştirilmesi

    Design improvement of a disposable nozzle holder part used in missile systems through topology optimization

    HALİL İBRAHİM KOÇLUK

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2024

    Makine MühendisliğiTOBB Ekonomi ve Teknoloji Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ERDEM ACAR

  2. Tez No

    93129

    Conceptual design of an integral rocket-ramjet airlaunched missile

    Havadan atılan roket-ramjet motorlu füze ön tasarımı

    NURHAN AYAZ

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2000

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık Bilimi ve Teknolojileri Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İ. SİNAN AKMANDOR

  3. Tez No

    167196

    Conceptual internal design and computational fluid dynamics analysis of a supersonic inlet

    Sesüstü bir hava alığının kavramsal iç tasarımı ve sayısal akışkanlar dinamiği analizi

    MİNE ALEMDAROĞLU

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2005

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF.DR. YUSUF ÖZYÖRÜK

  4. Tez No

    620574

    Mathematical model and autopilot design of a twin engine jet plane

    Çift motorlu bir jet uçağının matematik modeli ve otopilot dizaynı

    HAZAL CANSU ATAK

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2020

    Elektrik ve Elektronik MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Elektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MEHMET KEMAL LEBLEBİCİOĞLU

  5. Tez No

    29294

    Design and production of a liquid propellant ramyet

    Sıvı yakıtlı ramyet tasarımı ve imalatı

    UĞUR ÖMER ARKUN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    1993

    Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. NAZİF ALEMDAROĞLU

Geri Dön