Aerodinamik Isınma ve Termal Koruma Sistemler

Buğra Şimşek / Makine Mühendisi / ROKETSAN

Aerodinamik Isınma ve Termal Koruma Sistemleri

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.

Şekil 1: ROKETSAN tarafından geliştirilen topçu roketi [1].
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:

              (1)
 
şeklinde tanımlanmaktadır. Burada  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:

         (2)
şeklinde ifade edilir. Burada  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;                         (3)

türbülanslı akım için ise                         (4)

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:

       (5)

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.
Durma noktasındaki ısı akısı, hava aracının kütlük yarıçapının karekökü ile ters orantılıdır [7].

                       (6)

Aerodinamik ısınmanın hesaplanması için, HAD çözüm araçları kullanılabileceği gibi kavramsal tasarım aşamasında deneysel (ampirik) korelasyonlar da kullanılabilir.

2. 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 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.

2.1 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]:

                     (7)

Bu denklemde, σ Stefan-Boltzman sabitini; ε ise ışınım katsayısını belirtmektedir. Bazı seramikler, kullanılan ışınımsal sistemlere örnek olarak verilebilir.

2.2 Isı Soğurucu Sistemler
Bu sistemlerde, özel bir ısı yalıtımı kullanılmadan, ısıya dayanıklı gövde malzemesi kullanılmaktadır.

Şekil 5: Isı soğurucu sistemin şematik gösterimi.
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].

2.3 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]).
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.
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:
  • Süblimleşebilen ablatif malzemeler (İng: subliming ablative materials)
  • Eriyebilen ablatif malzemeler (İng: melting ablative materials)
  • Kömürleşebilen ablatif malzemeler (İng: charring ablative materials)

Şekil 7: Aşınan kütlenin aerodinamik ısınmaya etkisi.

Şekil 6: Ablasyon sisteminin şematik gösterimi.
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.

3. 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.

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.

Kod İsmi

Kullanıcı

CAT

NASA ARC

FIAT

NASA, Space X

FIAT3D

NASA ARC

PATO

Univ. Calif. Santa Cruz

PRESENT

NASA LaRC

STAB

Fluid Gr. Eng

TITAN

NASA

Tablo 1: NASA Tarafından Geliştirilmiş Ablasyon Simülasyon Araçları [10]
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 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 8: Roket burnu eksenel simetrik sonlu elemanlar modeli.

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).

Şekil 11: Oksiasetilen test numunesi analiz sonucu.

No

Isıya maruz kalma süresi                      (s)

Ölçülen aşınma (mm)

Analiz ile bulunan aşınma (mm)

|% fark|       (-)

1

15

2,41

2,48

%2,9

2

20

3,18

3,26

%2,5

3

30

4,84

5,01

%3,5

Tablo 2: Test ve Analiz Sonuçlarının Kıyaslanması

Kıyaslama sonuçları incelendiğinde, analiz sonuçları ile test sonuçlarının birbiri ile uyumlu oldukları görülmektedir.

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.

Kaynakça:

[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