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

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.