Aerodinamik Isınma ve Termal Koruma Sistemleri

MAKALE
Aerodinamik Isınma ve
Termal Koruma Sistemleri
Buğra Şimşek
Mühendis, ROKETSAN
Şekil 1. ROKETSAN tarafından geliştirilen topçu roketi [1]
Aerodinamik Isınma
Yüksek hızlarda uçan hava araçları, gövde çevresindeki akışın sahip olduğu kinetik enerjinin,
sıkışma ve sürtünme sonucu termal enerjiye dönüşümü neticesinde, aerodinamik ısınmaya
maruz kalmaktadır.
Sürtünme, doğrudan araç gövdesinin ısınmasına
sebep olurken; sıkışma, araç çevresindeki akış sıcaklığının artmasına sebep olmaktadır. Akışın
sürtünme etkisi, düz bir plaka örneğinde [2] incelenebilir. Şekil 2’de şematik olarak gösterilmiş
düz plaka örneği dikkate alındığında, yüzeye etkiyen aerodinamik ısınma:
qw” yüzeye etkiyen ısı akısını, h ısı transfer katsayısını, Taw adyabatik duvar sıcaklığını, Tw ise
yüzey sıcaklığını simgelemektedir.
Şekil 2. Aerodinamik ısınma probleminin şematik gösterimi.
1 numaralı denklem incelendiğinde, yüzey sıcaklığının ulaşabileceği azami sıcaklık seviyesine, adyabatik yüzey varsayımı (qw=0) yapıldığı durumda
ulaşılmaktadır. Böylece, bu sıcaklık değerine, yukarıda da belirtildiği şekilde adyabatik duvar sıcaklığı denir [3] ve matematiksel olarak:
T∞ serbest akış sıcaklığını; r düzelme (İng:
recovery) katsayısını; k akış için özgül ısı kapasite
oranını (cp/cv); M∞ ise serbest akış hızını temsil etmektedir. Düzelme katsayısı laminer akım için;
türbülanslı akım için ise
12 www.figes.com.tr
olmaktadır. Burada, Pr, akışın Prandtl sayısını
ifade etmektedir. Süpersonik hızlarda (M≈3),
yüzey sıcaklıkları, belirtilen adyabatik yüzey sıcaklığına eşit olmaktadır. Hipersonik hızlarda
ise (M≈7) yüzey sıcaklıkları, adyabatik yüzey sıcaklığının 0,3-0,5 katı arasında değişmektedir
[3]. Bu durumun sebebi, artan hızla birlikte,
ışıma ile gerçekleşen ısı transferi etkisinin artmasıdır [3].
Akışın sıkışma etkisi, hava araçları üzerindeki
durma noktalarında (İng: stagnation point) görülmektedir. Bu noktalara, araç burunları ve
kontrol yüzeylerinin hücum kenarları örnek verilebilir. Oluşan şok dalgası, akışı sıkıştırarak
yüksek sıcaklığa ulaşmasına sebep olmaktadır.
İzantropik bir sıkışmada, normal bir şok dalgasının arkasında oluşan sıcaklık değeri, gaz dinamiği tablolarından çekilebileceği gibi, aşağıda
verilen ifade kullanılarak da hesaplanabilir:
Burada 1 ve 2 indisleri, şok dalgasının önü ve arkasındaki durumu; T ve M ise sıcaklık ile akış hızını simgelemektedir. Bu ifade, k değerinin sabit
olduğunu varsayan klasik aerotermodinamiğin bir
sonucudur. M=36 hızlarında dünyaya dönüş yapan
Apollo 11 uzay mekiği için, şok dalgasının arkasına
yönelik bir sıcaklık hesabı yapıldığında, 58.000 K
civarında, oldukça yüksek ve tamamen yanlış sıcaklıklar hesaplanabilmektedir [4]. Bu sebeple yüksek hızlarda akış moleküllerinin kimyasal olarak
değişime uğradığını kabul eden ve atomik titreşimleri dikkate alan yeni bir aerotermodinamik yaklaşımına gerek duyulmuştur.
Akışın sıkışma etkisinde aerodinamik ısınmayı
etkileyen en önemli faktörlerden bir tanesi,
durma noktasının geometrik şeklidir. 1951 yılına kadar tercih edilen sivri burunlu hava araçları, H. Julian Allen'in küt burun teorisiyle
birlikte, yerini küt burunlu araçlara bırakmıştır.
H. Julian Allen, küt burunla birlikte oluşan
ayrık şok dalgasının, sivri burunlu araç üzerinde
oluşan eğik şok dalgasına göre akışı daha fazla
ısıtmasına rağmen, araç yüzeyine etki eden ısı
akısını azalttığını göstermiştir [5]. Farklı geometri üzerinde oluşan şok dalgalarının görünümü, Şekil 3’te verilmiştir [6].
Şekil 3. Burun geometrisinin şok dalgası oluşumuna etkisi.
almaktadır. Örneğin, gereğinden fazla koruma sağlayan bir sistem, araç için ağırlık ve maliyet gibi
parametrelerde artışa sebep olabileceği gibi, yanlış
seçilen bir koruma sistemi, hava aracının görev esnasında paralanması gibi bir sonuca sebep olacaktır. Sıkça kullanılan termal koruma sistemleri,
takip eden kısımda açıklanmıştır.
Işınımsal Sistemler
Bu tip sistemlerde, aerodinamik ısınma ile gelen
ısının büyük bir miktarı, ışınım ile yüzeyden
uzaklaştırılmaktadır.
Şekil 4.
Işınımsal sistemin
şematik
gösterimi
Bu sistemi kısıtlayan en önemli faktör, yüzey
malzemesinin dayanım sıcaklığıdır. Bu değer, ışınım ve konveksiyonel ısı akılarının denge durumunda, aşağıdaki gibi hesaplanabilir [8]:
Durma noktasındaki ısı akısı, hava aracının kütlük
yarıçapının karekökü ile ters orantılıdır [7].
Aerodinamik ısınmanın hesaplanması için,
HAD çözüm araçları kullanılabileceği gibi kavramsal tasarım aşamasında deneysel (ampirik)
korelasyonlar da kullanılabilir.
Termal Koruma Sistemleri
Önceki kısımda kısaca değinilen aerodinamik
ısınma altında, hava araçlarının yapısal parçalarının kritik sıcaklıklara yükselmemesi gerekmektedir. Bu sebeple özellikle aerodinamik ısınmanın
fazla olduğu yüksek hızlı araçlarda, termal koruma
sistemleri kullanılmaktadır. Bu sistemler; aerodinamik ısınmayı engelleme, ısıyı emme ya da ışımayla geri yansıtma gibi yöntemlerle sıcaklık
artışının istenen seviyede kalmasını sağlarlar. Tasarım aşamasında ihtiyaca en uygun tipte ve geometride termal koruma sisteminin belirlenmesi, bir
termal tasarım mühendisinin görevleri arasında yer
Bu denklemde, σ Stefan-Boltzman sabitini; ε ise
ışınım katsayısını belirtmektedir. Bazı seramikler, kullanılan ışınımsal sistemlere örnek olarak verilebilir.
Isı Soğurucu Sistemler
Bu sistemlerde, özel bir ısı yalıtımı kullanılmadan, ısıya dayanıklı gövde malzemesi kullanılmaktadır.
Şekil 5. Isı soğurucu sistemin şematik gösterimi.
ARGE DERGİSİ 13
MAKALE
Bu sistemin avantajı, kullanılan sistemin basitliği; dezavantajı ise toplam ağırlığın diğer sistemlere göre daha fazla olmasıdır. Bakır ve tungsten
gibi malzemeler, bu tip sistemlerde kullanılan
malzemelere örnek olarak verilebilir [8].
Ablasyon Sistemleri
Bu sistemlerde, yalıtım malzemesi, aerodinamik
ısınma altında bozunarak kimyasal değişime maruz
kalmaktadır. Bu değişim esnasında ortaya çıkan saklı
ısı, yüzey sıcaklığının artmasını engellemektedir. Ayrıca, bozunma esnasında salınan gazlar, sınır tabaka
kalınlığını arttırmak suretiyle aerodinamik ısınmayı
azaltmaktadır (İng:blowing effect [9]).
Şekil 6.
Ablasyon
sisteminin
şematik
gösterimi
1. Süblimleşebilen ablatif malzemeler
(İng: subliming ablative materials)
2. Eriyebilen ablatif malzemeler
(İng: melting ablative materials)
3. Kömürleşebilen ablatif malzemeler
(İng: charring ablative materials)
Hava aracının maruz kalacağı aerodinamik ısınmanın şiddeti ve uçuş süresine bağlı olarak, kullanılacak malzeme tipine karar verilmektedir.
Ayrıca, malzeme maliyeti ve uygulanacak geometri gibi kısıtlar da malzeme seçiminde önemlidir.
ANSYS Kullanılarak
Ablasyonun Modellenmesi
Ablasyonun nümerik olarak modellenmesine
yönelik, literatürde çok sayıda çalışma bulunmaktadır. Bu çalışmaların çoğu, akış ve kimyasal
bozunma denklemlerinin eş zamanlı olarak çözülmesini içermektedir. NASA tarafından geliştirilmiş ablasyon simülasyon araçları, örnek
olması açısından Tablo 1’de verilmiştir.
Tablo 1. NASA Tarafından Geliştirilmiş
Ablasyon Simülasyon Araçları [10]
Sınır tabaka içerisine giren gaz kütlesinin aerodinamik ısınma miktarını azaltma oranları, Şekil
7’de verilmiştir [4]. Grafik incelendiğinde, sınır
tabaka içerisine giren gaz miktarındaki artışın,
aerodinamik ısınmayı azalttığı görülebilir.
Ancak kullanılabilecek azami gaz kütle girişi, sınırlı olmaktadır. Bu sebeple bu sistemin yeterli
olmayacağı, görece daha fazla yüksek ısı akısına
maruz kalan ve uzun süreli uçuşlar yapması beklenen hava araçları için, aktif soğutma sistemi
alternatif olmaktadır.
Şekil 7.
Aşınan
kütlenin
aerodinamik
ısınmaya
etkisi
Bu sistemlerde bozunma reaksiyonu, kullanılan
malzeme tipine göre çeşitlilik göstermektedir.
Bozunma tipleri, genel olarak erime, süblimleşme ve kömürleşme şeklinde olmaktadır. Ablasyon sistemlerinde kullanılan ablatif
malzemeler de bozunma tipine göre sınıflandırılır. Bu malzemeler:
14 www.figes.com.tr
Kod İsmi
CAT
FIAT
FIAT3D
PATO
PRESENT
STAB
TITAN
Kullanıcı
NASA ARC
NASA, Space X
NASA ARC
Univ. Calif. Santa Cruz
NASA LaRC
Fluid Gr. Eng
NASA
ANSYS yazılımının eleman öldürme tekniği kullanılarak ablasyonun modellenmesi üzerine
bir çalışma yapılmıştır. Bu çalışmada, malzeme aşınma kriterleri TGA ve DSC gibi test
yöntemleri kullanılarak, malzeme kütlesinin sıcaklığa bağlı
değişimi ve faz değişim ısılarının bulunması ile belirlenmiştir. Analizler için, APDL
(Ansys Parametric Design
Language) ortamında algoritma hazırlanmıştır. Algoritma; aerodinamik ısınma
altında aşınma kriterine ulaşan
elemanın çözümden çıkarılması ve çözümden çıkarılan
eleman üzerinde yer alan sınır
Şekil 8. Roket burnu
eksenel simetrik sonlu
elemanlar modeli
koşulunun, alt kısmında yer alan canlı eleman üzerine
taşınması üzerinedir. Örnek bir eksenel simetrik roket
burnu için, analiz çözüm ağı ve sıcaklık dağılımını da
içeren analiz sonucu Şekil 8, 9 ve 10’da verilmiştir.
Şekil 9. Uçuş
sonunda roket
burnu aşınma
ve sıcaklık
dağılımı
Şekil 10. Sıcaklık
dağılımın 3/4'lük
ölçekte görünümü
Analiz sonucu incelendiğinde, beklendiği gibi,
aşınma miktarının, aerodinamik ısınmanın
azami olduğu burun bölgesinde daha fazla gerçekleştiği görülmektedir. Algoritmanın doğrulanması için,
silindirik ablatif malzeme
oksiasetilen erozyon hızı
testi ile yüksek ısı akısına
maruz bırakılmıştır. Test
sonunda ölçülen aşınma
miktarı, analiz sonuçları ile
kıyaslanmıştır (Tablo 2).
Kıyaslama sonuçları incelendiŞekil 11.
ğinde, analiz sonuçları ile test soOksiasetilen
nuçlarının birbiri ile uyumlu
test numunesi
oldukları görülmektedir.
analiz sonucu
Tablo 2. Test ve Analiz Sonuçlarının
Kıyaslanması
No Isıya
maruz kalma
süresi (s)
1 15
2 20
3 30
Ölçülen
aşınma
(mm)
2,41
3,18
4,84
Analiz
ile bulunan
aşınma (mm)
2,48
3,26
5,01
|% fark|
(-)
%2,9
%2,5
%3,5
Aerodinamik ısınma, süpersonik ve hipersonik
hızlardaki hava araçları yüzeylerinde, yüksek mertebelere ulaşmaktadır. Bu ısı altında yapısal parçaların bütünlüğünü koruyabilmesi için, termal
koruma sistemlerine ihtiyaç duyulmaktadır. Bir
termal tasarım mühendisinin görevi, bu ısınma altında en uygun sistemin belirlenerek yeterliliğinin
analiz edilmesidir. Tasarım sürecinde termal yalıtım malzemesinin karakterizasyonu ve aşınma fiziğinin olabildiğince gerçekçi bir şekilde çözüme
yansıtılması, tasarımın en önemli basamaklarını
oluşturmaktadır.
Kaynaklar:
[1] ROKETSAN, http://www.roketsan.com.tr/
wp-content/uploads/2012/09/topcu-roket
turkce.pdf, son ziyaret tarihi:18.05.2013
[2] Arnas, A. Ö., Daisie, D. B., Gunnar, T.,
Seth, A.N., Jason, R.W., Michael, J. B.,
Bret, P. V., On the Analysis of the
Aerodynamic Heating Problem,
Journal of Heat Transfer, Vol 132,
December 2010.
[3] Bertin J.J., Hypersonic Aerothermodynamics,
AIAA Education Series, 1994.
[4] Thornton. E.A., Thermal Structures and
Materials for High Speed Flight, Progress in
Astronautics and Aeronautics AIAA,
Volume 140, 1992.
[5] Vincenti, W.G., Boyd, J.W., Bugos, G. E.,
H. Julian Allen: An Appreciation, Annual
Review of Fluid Mechanics, Vol.39,
pp 1-17, 2007.
[6] U.S. Centennial of Flight Commission,
http://www.centennialofflight.gov.
son ziyaret tarihi: 10 Mart 2012.
[7] Santos W.F.N., Leading-Edge Bluntness
Effects on Aerodynamic Heating and Drag
of Power Law Body in Low-Density
Hypersonic Flow, Journal of the Braz. Soc.
of the Mech. Sci.& Eng., Vol. XXVII,
No.3, 2005.
[8] NASA, Entry Thermal Protection,
Report No: NASA SP-8014, 1968.
[9] Bianchi, D., Modeling of Ablation
Phenomena in Space Applications, Ph.D.
Thesis, University of Roma, 2007.
[10] Lachaud, J., Magin,T.E., Cozmuta, I.,
Mansour, N.N., A Short Review of Ablative
Material Response Models and Simulation
Tools, 7th European Symposium on the
Aerothermodynamics, 9-12 May 2011,
Brugge, Belgium
ARGE DERGİSİ 15