Geri Dön

Uzay araçlarında kullanılan malzemelerde temas basıncının ısıl dirence etkisinin sayısal olarak incelenmesi

Numerical examination of the effect of contact pressure on thermal resistance i̇n materials used i̇n space vehicles

PDF İndir

  1. Tez No: 964222
  2. Yazar: SEZAİ KOLAT
  3. Danışmanlar: PROF. DR. NEDİM SÖZBİR
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Enerji, Makine Mühendisliği, Energy, Mechanical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: thermal contact resistance, space materials, contact pressure, thermal conductivity, spacecraft systems, CFRP, ceramic composites, aluminum alloys, mission design, interface optimization, thermal modeling, adaptive materials, nano-coatings, smart interfaces
  7. Yıl: 2025
  8. Dil: Türkçe
  9. Üniversite: Sakarya Üniversitesi
  10. Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Enerji Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 79

Özet

Son yıllarda uzay teknolojilerinde yaşanan bilimsel ve ticari gelişmeler, bu alanı yalnızca mühendislik değil; aynı zamanda malzeme bilimi, termodinamik ve sistem tasarımı gibi birçok disiplini kapsayan çok yönlü bir araştırma sahası haline getirmiştir. Bu süreçte özellikle dikkat çekilen konulardan birisi, uzay araçlarında kullanılan malzemelerin, maruz kaldıkları zorlu çevresel koşullar altında gösterdikleri termal performanstır. Zira uzay ortamı; aşırı sıcaklık değişimleri, radyasyon, mikrometeorit etkileri, vakum ve yerçekimsiz ortam gibi Dünya koşullarından tamamen farklı özellikler taşıdığı için, klasik mühendislik malzemeleri üzerinde yeni analiz ve optimizasyon çalışmalarını gerekli kılmaktadır. Bu çalışmadaki temel amaç, uzayda kullanılan bazı yapısal ve fonksiyonel malzemelerin, belirli temas basıncı değerleri altında sergiledikleri termal direnç davranışlarını sayısal olarak incelenmesidir. Özellikle yüzey temaslarının, ısı iletimine ne ölçüde etki ettiğini görmek adına, çeşitli malzeme kombinasyonları üzerinde detaylı bir modelleme gerçekleştirildi. Uzay araçlarının dış yüzeyi, aynı anda hem güneş ışınlarına hem de gölgeye maruz kalabildiğinden, bu durum ciddi sıcaklık farklarına ve dolayısıyla malzeme içi termal gerilmelere neden olmaktadır. Isı taşınımının bulunmadığı bu ortamda, ısı iletimi yalnızca iletim ve ışınım yoluyla gerçekleştiği için, malzemeler arası temas yüzeylerinin özellikleri kritik bir rol oynamaktadır. Bu kapsamda, analizlere dahil edilen alüminyum alaşımları, karbon fiber takviyeli kompozitler ve seramik matrisli malzemeler, uzay endüstrisinde yaygın olarak kullanılan örnekler arasından seçilmiştir. Her bir malzemenin ısıl iletkenlik katsayısı, özgül ısısı, yüzey pürüzlülüğü ve temas karakteristikleri göz önünde bulundurularak; çeşitli temas basıncı aralıklarında ısı transfer davranışlarını inceleyen bir model geliştirdi. Yapılan hesaplamalarda, artan temas basıncının yüzeyler arasındaki efektif temas alanını artırarak, termal temas direncini düşürdüğü net şekilde görülmüştür. Bu etki, özellikle yüzey yapısı daha düzensiz olan seramik malzemelerde daha belirgin şekilde ortaya çıkmıştır. Elde edilen sonuçlar, yalnızca pasif ısı transfer mekanizmaları açısından değil; aynı zamanda aktif soğutma ve termal kontrol sistemlerinin genel verimliliği açısından da önemli çıkarımlar sunmaktadır. Uzay aracının yapısal birleşim noktalarında ya da çok katmanlı koruma sistemlerinde malzeme katmanları arasındaki kontak kalitesi, sistemin toplam termal iletkenliği üzerinde doğrudan etkilidir. Bu nedenle, uygun temas basınçlarının belirlenmesi ve malzeme çiftlerinin verimli şekilde eşleştirilmesi, genel sistem performansının artırılması açısından önem taşımaktadır. Analitik modellemelerimi fourier ısı iletim denklemleri temelinde geliştirerek CMY modeline göre kurgulanmıştır. Çeşitli temas basınçları altında gerçekleştirdiğim simülasyonlar, 0.1 MPa ile 10 MPa arasında artan basıncın, termal direnci logaritmik olarak azalttığını gösterdi. Bu düşüş, malzemelerin yüzey pürüzlülüğü, mikroskobik deformasyon kabiliyeti ve ısıl iletkenlikleri ile karmaşık bir şekilde ilişkilidir. Alüminyum gibi yüksek iletkenliğe sahip malzemeler daha düşük basınçla etkin ısı transferi sağlarken, seramik türü malzemelerin daha yüksek basınca ihtiyaç duyduğu anlaşılmıştır. Bu çalışmada, gelecekteki uzay görevlerinde kullanılacak malzemelerin tasarımı ve entegrasyonu açısından dikkat edilmesi gereken pek çok unsuru ortaya koymaktadır. Özellikle nano kaplama uygulamaları, mikro yüzey modifikasyonları ve aktif termal yönlendirme sistemleri gibi gelişen teknolojiler, temas basıncı ile ısıl direnç arasındaki ilişkinin daha kontrollü hale getirilmesini sağlayabilir. İlerleyen çalışmalarda, bu tür yüzey teknolojilerinin temas alanlarını nasıl etkilediği ve bu etkinin ısı transferine olan katkısı üzerine odaklanmayı planlanmaktadır. Ayrıca, bu çalışmanın yalnızca temas direnci ile sınırlı kalmaması gerektiği de açıktır. Termal döngüler, yüzey oksidasyonu, mikroskobik deformasyonlar gibi uzun süreli uzay görevlerinde ortaya çıkan ikincil etkiler, malzeme ömrü ve sistem güvenliği açısından göz ardı edilmemelidir. Bu nedenle, gelecekteki araştırmalarda atmosfer basıncının etkisi, ara yüzey malzeme çeşitliliği ve hibrit malzeme sistemlerinin performansları da detaylı şekilde ele alınmalıdır. Sonuç olarak, bu tez kapsamında yaptığım çalışmada; uzay uygulamalarında termal direncin yalnızca malzeme özelliklerine değil, aynı zamanda temas koşullarına da bağlı olduğunu ortaya koymaktadır. Bu analizlerin hem akademik literatüre katkı sağlayacağını hem de mühendislik uygulamalarında malzeme seçiminde yol gösterici olacaktır.

Özet (Çeviri)

Over the past few decades, space technology has undergone a remarkable transformation, evolving from a field primarily driven by government programs into a broad, multidisciplinary domain that now encompasses commercial, academic, and industrial stakeholders. During the course of my research, I've come to recognize that one of the most crucial challenges in this evolving landscape lies in understanding how spacecraft materials perform under the extreme and often unpredictable conditions of space. These include rapid thermal cycling, intense radiation exposure, micrometeoroid impacts, vacuum-induced stresses, and the absence of gravity. The materials selected for spacecraft construction are directly tied to mission success, especially for long-duration explorations where material degradation or thermal instability could pose critical risks. In this study, I've focused on a specific aspect of this challenge: understanding how contact pressure influences thermal resistance in space-grade materials. Contact pressure—defined as the normal force applied per unit area at the interface of two solid surfaces—plays a key role in determining how heat is conducted across those surfaces. In vacuum conditions, where convective heat transfer is not possible, thermal conduction through contact interfaces becomes the dominant mode of heat transfer. Through this lens, factors such as surface roughness, material hardness, elastic or plastic deformation, and interface cleanliness take on heightened importance. A clearer grasp of how these parameters interact is essential for improving the thermal management systems of future spacecraft. The topic of thermal contact resistance (TCR) is not new, but it is certainly evolving. Foundational models were developed as early as the late 1960s—Yovanovich's work in 1969 laid the groundwork using Hertzian contact theory and surface micro-topography assumptions. Since then, the field has expanded significantly. Newer approaches consider fractal surface geometries, nonlinear temperature effects, and empirical validation under extreme conditions such as cryogenic environments or microgravity. In my own literature review, I found the semi-empirical model proposed by Bahrami et al (2004) particularly relevant, as it integrates both contact pressure and surface roughness. Sun et al. (2024) further advanced this by testing aerospace-specific material pairs under vacuum. A recurring theme across the literature is that thermal contact resistance typically decreases with increasing contact pressure, often following logarithmic or power-law behavior (Mikic & Rohsenow, 1966). However, many of these studies rely on idealized conditions or simplified geometries. My research contributes to closing this gap by simulating realistic contact scenarios using actual aerospace materials under space-like conditions. I've also incorporated multi-condition numerical modeling to explore the interaction between contact pressure, material behavior, and thermal performance more holistically. The materials I selected for this work—aluminum alloys (6061-T6, 7075-T73), carbon fiber-reinforced polymers (CFRPs), and ceramic matrix composites (SiC-based)—reflect current usage in spacecraft structure and thermal systems. Aluminum alloys remain a backbone for spacecraft due to their excellent thermal conductivity and lightweight strength. Their compliant nature under load leads to relatively low TCR values, although oxidation at contact points can interfere with heat transfer. This has led to the use of coatings such as anodized films or thermal pastes. CFRPs are another class of materials I examined. Their high strength-to-weight ratio and thermal dimensional stability are ideal for many space applications. However, their anisotropic conductivity—strong along the fiber axis but weak across it—complicates thermal modeling. The epoxy resin matrix tends to deform under pressure, slightly improving contact, but overall TCR remains higher than metals. These materials are commonly used in components like antenna booms and structural supports. Ceramic matrix composites, such as SiC, were also evaluated due to their exceptional temperature resistance and stability. However, they present unique challenges: they are brittle, non-compliant, and possess relatively high surface roughness and porosity. Achieving good thermal contact with ceramics typically requires high contact pressures. Despite these limitations, their chemical inertness and heat tolerance make them indispensable for systems like engine nozzles and heat shields. Throughout my analysis, I considered real-world applications and mission case studies to reinforce the modeling work. For instance, thermal control systems on the International Space Station rely heavily on effective TCR management, using both active components (e.g., ammonia loop radiators) and passive ones like multilayer insulation (MLI). I also examined systems on robotic platforms that face extreme lunar and Martian temperature fluctuations, where optimized contact between structural materials and power systems (e.g., RTGs) ensures stability and longevity. The Artemis mission, with its advanced CFRP-aluminum hybrid structures and ceramic-tile heat shields, further highlights the importance of robust interface performance under launch and re-entry conditions. Looking forward, emerging technologies hold great promise for improving thermal contact behavior. During this research, I became particularly interested in the following innovations: • Smart thermal interfaces using shape memory alloys that adjust contact stiffness in real-time, • Nano-coatings (e.g., graphene) that reduce surface resistance while enhancing emissivity, • Embedded sensors that provide real-time thermal performance data from interface zones, • 3D-printed lattice structures that offer tailored mechanical compliance and thermal conduction, • Machine learning algorithms trained to optimize material combinations and contact pressures for specific mission profiles. In addition to these forward-looking strategies, I believe future research should also investigate the long-term evolution of thermal contact behavior under radiation exposure, contamination, fatigue, and delamination. These effects could have serious implications for mission reliability and material reusability, especially in deep-space or planetary habitats. In conclusion, my work supports the view that thermal contact resistance (Mikic & Rohsenow, 1966). is more than just a material property—it's a multidisciplinary engineering problem involving materials science, numerical modeling, surface physics, and mission planning. By combining theoretical models with application-focused simulations, and by aligning my findings with actual mission requirements, I hope to contribute both practically and academically to the growing knowledge in this field. As space exploration moves into more demanding environments, dynamic, sensor-integrated, and adaptable interface solutions will be key to ensuring the efficiency and safety of next-generation spacecraft systems.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    842203

    Effect of contact pressure on thermal contact resistances among various materials used in spacecrafts

    Uzay araçlarında kullanılan çeşitli malzemelerde temas basıncının ısıl temas direncine etkisi

    DEĞER AKIN

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2023

    Bilim ve TeknolojiDokuz Eylül Üniversitesi

    Makine Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. DİLEK KUMLUTAŞ

  2. Tez No

    802179

    Savunma sanayii uygulamalarına yönelik grafen takviyeli bor karbür yapıların SPS yöntemi ile üretimi ve karakterizasyonu

    Production and characterization of graphene reinforced boron carbide structures for defense industry applications by SPS method

    YİĞİT ORKUN AYDOĞAN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2023

    Savunma ve Savunma Teknolojileriİstanbul Teknik Üniversitesi

    Savunma Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. GÜLTEKİN GÖLLER

  3. Tez No

    200988

    Tekstil malzemelerine yanmazlık özelliğinin kazandırılması

    Improvement of flame retardancy of textile materials

    ÇAĞLA GÜNSAL

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2007

    Kimya MühendisliğiGazi Üniversitesi

    Kimya Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. NURSEL DİLSİZ

  4. Tez No

    315218

    Analysis of dynamic behavior of viscoelastic helicoidal rods with mixed finite element method.

    Viskoelastik helisel çubukların dinamik davranışının karışık sonlu elemanlar yöntemiyle analizi.

    ÜMİT NECMETTİN ARIBAŞ

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2012

    İnşaat Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    İnşaat Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MEHMET HAKKI OMURTAG

  5. Tez No

    725912

    Synthesis of poly (Methyl methacrylate) reinforced by multi-walled carbon nanotubes and magnetite nanofillers

    Mwcnt ve magnetit nanodolgular ile güçlendirilmiş poli (Metil metakrilat) sentezi

    ECEM ERMAN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2022

    Mühendislik Bilimleriİstanbul Teknik Üniversitesi

    Nanobilim ve Nanomühendislik Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. NİLGÜN BAYDOĞAN

Geri Dön