Aerodinamik Isınmanın ve Isıl Koruma Sistemlerinin Aerodinamik Isınmaya Bağlı Termo-Kimyasal Aşınmasının İncelenmesi

Abstract

Bu tez çalışmasında, yüksek hızlı füzelerin aerodinamik ısınma kestirimi ve aerodinamik ısınma altında ısıl koruma sistemlerinde oluşan aşınmanın incelenmesi amaçlanmıştır. Bu süreçte bir boyutlu AeroheataBS (Aerodynamic Heating and Ablation Simulation) adıyla bir çözücü geliştirilmiştir. Aerodinamik ısınma analizleri için füzeye ait zamana bağlı uçuş hızı, irtifa ve hücum açısı girdi olarak kullanılmıştır. Atmosferik özellikler irtifaya bağlı bir şekilde standart atmosfer modeli kullanılarak çözüme yansıtılmıştır. Aerodinamik ısınmanın hesaplanmasında dış akış bağıntılarından yararlanılmış, yüksek hızlardaki sıkıştırılabilirlik etkileri Eckert Referans Sıcaklık yöntemiyle dikkate alınmıştır. Sınır tabaka kenar çizgisi üzerindeki akış özellikleri şok bağıntılarıyla, yüzey basıncı ise değiştirilmiş Newton kuramı kullanılarak hesaplanmıştır. Malzemenin termo-kimyasal bozunması Arrhenius denklemiyle modellenmiştir. Yüzey aşınması malzemenin etkin bozunma ısısı kullanılarak çözücüye eklenmiştir. Sınır tabakaya salınan bozunma reaksiyonu ürünlerinin, taşınım ısı geçişine etkisi matematiksel olarak modellenmiştir. Bünye denklemleri açık sonlu fark yaklaşımıyla ayrıklaştırılmış ve çözülmüştür. Gövde ve yalıtım üzerinde oluşturulan çözüm ağının her bir düğüm noktasında zamana bağlı sıcaklık hesaplanmıştır. Malzeme özellikleri sıcaklığa bağımlı olarak kullanılmıştır. Çözücünün doğrulama çalışmaları analitik çözümler, uçuşlu test verileri, yer testi ölçümleri ve HAD (Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği) analizleri ile gerçekleştirilmiştir. X-15, HIFiRE-5 sistemlerinin uçuşlu test verilerine ilaveten ısıl tasarımı yapılan bir füzeye ait gövde ile kanard sıcaklıkları da kullanılmıştır. Kıyaslamalarda gövde içerisinden ölçülen ve telemetre ile yer istasyonuna indirilen sıcaklık verileri kullanılmıştır. Açık erişim yayınlarından ulaşılan ve sözü geçen alanda güvenilirliği kanıtlanmış FIAT yazılımına ait sonuçlarla da kıyaslamalı değerlendirmeler yapılmıştır. Sabit aşınma hızı altındaki doğrulama çalışmalarında MSC MARC yazılımı kullanılmıştır. Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği analizleri küt burunlu bir geometri kullanılarak Eşlenik Isı Transferi yöntemiyle yürütülmüştür. HAD ve AeroHeataBS analizleriyle elde edilen, konik ve silindirik bölgelere ait sıcaklık değerlerinin birbiriyle oldukça uyumlu olduğu gözlemlenmiştir. Geliştirilen yöntem ile laminer rejimden türbülanslı rejime geçiş için kullanılan cebirsel bir modele ait katsayılar türetilmiş ve elde edilen geçiş modeli uçuşlu teste ait gövde sıcaklık verileri ile doğrulanmıştır. Tez kapsamında oksi-asetilen test düzeneği kullanılarak yüksek ısı akısı altında iki farklı ablatif malzemenin karakterizasyonu yapılmıştır. Testlerde numune yüzeyinden ve numune içerisinden termal kamera ve ısılçift kullanılarak sıcaklık ölçülmüştür. Numunelerin gösterdiği ağırlık kayıpları kullanılarak malzemeye ait etkin bozunma ısısı elde edilmiş, ölçüm sonuçları AeroheataBS analizlerinde kullanılmıştır.Sonuç olarak, geliştirilen yöntemin yüksek hızlı füze ve fırlatma araçlarının aerodinamik ısınma altında yörüngeye, geometriye ve malzemeye bağlı parametrik ısıl tasarımında kullanılabileceği görülmüştür. Dakikalar mertebesinde süren analizler ile uçuş yörüngesine bağlı sıcaklığın, ısıl aşınmanın ve aerodinamik ısınmanın yüksek doğrulukta kestirimi tasarım sürecinde kayda değer seviyede zaman kazancı sağlamaktadır.

The purpose of this thesis is investigation of aerodynamic heating and ablation of thermal protection systems for high speed missiles. A one-dimensional solver called AeroheataBS (Aerodynamic Heating and Ablation Simulation) has been developed for this purpose. Time dependent mission profile of a missile, flight velocity, altitude and angle of attack, is used as an input for the aerodynamic heating analysis. Atmospheric properties are used as a function of altitude for the computations. Convectional heating is calculated using external flow correlations and compressibility effects are included through Eckert Reference Temperature method. The flow properties at the boundary-layer edge are computed from shock relations and the surface pressure is evaluated using Modified Newton Theory. The Arrhenius equation is used for the calculation of thermo-chemical decomposition of the insulation material. Effective heat of ablation of the material is used for the surface recession rate. The reduction of convective heating due to injection of the ablation products into the boundary layer is included in the mathematical model. The explicit finite difference method is used for the temporal discretization of the governing equations. Temperature distribution along the nodal points in the body and insulation material is evaluated at each time point. The material properties are computed as a function of temperature. Validation of the methodology developed in the present study is performed through analytical methods where available, flight telemetry data, ground testing and CFD (Computational Fluid Dynamics). The flight data obtained from X-15 and HIFiRE-5 are used for validation but as well as the telemetry data taken from a newly developed missile where the thermal design was carried out by the present methodology, AeroHeataBS. The present predictions are compared with the data that is obtained from the inner surfaces of the missile by the telemetry. The predictions are compared with the published results of the FIAT computer code, which is well known and established software in the field. The predictions under the constant ablation rate are verified by the results obtained using the MSC MARC software. The results of the AeroHeataBS are additionally compared with the results of the CFD CHT (Conjugate Heat Transfer) computations on a generic test case. The results obtained for the conical and cylindrical regions are found in good agreement.Some very important model coefficients for an engineering correlation that account for transition from laminar flow to turbulent flow are derived and validated based on the flight test results. The ablative material characterization was performed using the results obtained from the oxyacetylene torch testing. Surface and in-depth temperature histories are measured using infrared thermal camera and thermocouples. Effective heat of ablation is calculated by use of mass loss data of specimens under the applied heat flux and is used as an input in the AeroheataBS simulations.As a result, it has been found that the developed methodology can be used in parametric thermal design of high speed missiles and launch vehicles depending on trajectory, geometry and material under aerodynamic heating. High accuracy computation of trajectory-dependent aerodynamic heating, temperature history and ablation within minutes of CPU time saves significant efforts in the design process.