Genel Değerlendirme

Aerodinamik ısınma yüksek hızlı sistemlerin tasarımında göz önünde bulundurulması gereken en önemli uçuş yüklerinin başında gelmektedir. Aerodinamik ısınma neticesinde oluşan sıcaklık artışı; yapısal parçalarda mukavemet kaybına, direngenlik düşüşüne ve ısıl genleşmeye bağlı ısıl gerilmeye yol açtığından yapısal bütün için risk teşkil etmektedir. Yapısal parçalara ilaveten harp başlığı içerisinde yer alan patlayıcı, kademe motorlarındaki yakıt, gövde üzerindeki antenler, otopilot ile güdüm algoritmalarının düzgün bir şekilde çalışmasını sağlayan elektronik üniteler gibi birçok alt sistem için de sıcaklık artışı problem yaratmaktadır. Örnek vermek gerekirse 20 km irtifada uçuş Mach sayısının 4 olduğu durumda yaklaşık 680 °C akış sıcaklığına maruz kalan bir hava aracının harp başlığında yer alan patlayıcı için limit sıcaklık yaklaşık 80 °C’dir.

Bir füzenin aerodinamik ısınma altında görevini başarıyla yerine getirmesi, tasarım aşamasında aerodinamik ısınmanın doğru bir şekilde hesaplanmasına ve uygun olan ısıl koruma sisteminin seçilmesine bağlıdır. Hatalı öngörü hatalı tasarıma, hatalı tasarım ise görev başarısızlığına yol açar.

Tasarımın ilk aşamasında sistemin yapısal malzemelerinin, kalınlıklarının ve yörünge alternatiflerinin hızlı bir şekilde değerlendirilmesi, kritik olanların elenmesi ve uygun görülenler ile tasarıma devam edilmesi gerekmektedir. Bazı durumlarda mevcut malzeme teknolojisi sınırlı olduğundan eldeki malzemeye uygun yörüngenin belirlenmesi gerekmektedir. Böyle durumlarda onlarca yörünge alternatifinin her biri için aerodinamik ısınma hesaplanarak, mevcut malzeme üzerinde en düşük sıcaklığı oluşturan yörünge belirlenmektedir.

Belirtilen nedenlerden dolayı aerodinamik ısınmanın tasarım aşamasında hızlı ve doğru bir şekilde öngörülmesi zaman ve işgücü kazancı açısından oldukça önemlidir. Bu amaç için mühendislik yaklaşımlarını temel alan farklı kabiliyetlerde yazılımlar

geliştirilmiştir. Bu yazılımlar füze teknolojilerine özelleşmiş yazılımlar olduklarından ihraç lisanslarına tabi tutulurlar ve ticari olarak elde edilebilir değildir. Tez kapsamında ön tasarım ve detay tasarım aşamasında aerodinamik ısınma ve ısıl aşınma kestirim aracı geliştirilmiştir. AeroheataBS ismi verilen yazılım ile yörüngeye ve zamana bağlı bir şekilde gövde sıcaklıkları ve yüzey aşınması hesaplanmaktadır. Hesaplama için kullanılan matematiksel arka plan ve sayısal analiz yöntemi tez kapsamında sunulmuştur. AeroheataBS kullanılarak yüksek hızlı bir füze sistemi için laminer rejimden türbülanslı rejime geçiş cebirsel modeline ait katsayılar da türetilmiş ve türetilen model uçuşlu test verisi ile doğrulanmıştır. Ülkemizde yüksek hızlı rüzgâr tüneli bulunmadığından test verisinin bu amaçla kullanılması bu konuda yapılan ender çalışmalardan bir tanesi olmuştur.

Yazılımda kullanılan sayısal çözüm yöntemi, analitik çözümü bilinen problemlerin ve SEY kullanan bir yazılımın sonuçlarıyla kıyaslama yapılarak doğrulanmıştır. Bu doğrulama çalışmaları bünye denklemlerinin ayrıklaştırma işleminin, tekrar çözüm ağı oluşturma yaklaşımının ve sıcaklığa bağlı malzeme özellikleri için kullanılan ara değer kestirim yönteminin doğru bir şekilde modellendiğini göstermektedir. Bir yazılımın sayısal çözüm yöntemin doğrulanması, o yazılımın istenen mühendislik problemi için uygunluğunu kanıtlamamaktadır. Bu sebeple AeroheataBS’in aerodinamik ısınma problemlerine ait uçuşlu test ve yer testi verileri ile doğrulama çalışması 4. Bölümde detaylandırılmıştır.

Farklı sistemlere ait uçuşlu test verilerinin ve yer testi ölçümlerinin kullanıldığı yedi farklı doğrulama çalışması yürütülmüştür. Her bir doğrulama probleminin yazılımın farklı yönlerini test etmesi amaçlanmıştır. AeroheataBS sonuçları ile test verilerinin ve HAD analiz sonuçlarının oldukça uyumlu olduğu gözlemlenmiştir. AeroheataBS çözümünün füzelerin hem gövde hem de kanat kısımları için kullanılabilir olduğu gösterilmiştir. Yüksek ısı akısı altında gerçekleştirilen bir test sonucu da doğrulama kapsamında kullanılmıştır. Termal kamera ve ısılçift ile ölçülen sıcaklıklar AeroheataBS sonuçları ile kıyaslanmış ve birbiri ile oldukça uyumlu sonuçlar gözlemlenmiştir. Bir füzenin gövde iç yüzeyine ve kanard içerisinde yerleştirilen RTD tipi sıcaklık sensörleri ile de uçuş esnasında telemetre ile veri toplanmış ve ölçüm sonuçları AeroheataBS sonuçları ile boyutsuz bir şekilde kıyaslanmıştır. Kıyaslama sonucunda AeroheataBS’in ön tasarım aşamasının yanı sıra detay tasarım

aşamasında da kullanılabileceği değerlendirilmiş ve uçuşlu test seviyesinde doğrulaması yapılmıştır.

Küt burunlu jenerik bir model kullanılarak sabit serbest akış sıcaklığı, sabit serbest akış basıncı ve zamana bağlı değişen uçuş hızı altında Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği analizleri yürütülmüştür. Analizlerde gevşek eşlenik yöntem kullanılmıştır. Gövdenin konik ve silindirik kısımlarına denk gelen birer noktasının zamana bağlı sıcaklığı AeroheataBS sonuçları ile kıyaslanmış ve oldukça uyumlu sonuçlar gözlemlenmiştir. HAD analizleri ile y+ değerinin aerodinamik ısınma dağılımına olan etkisi de incelenmiş, türbülanslı sınır tabakanın ara bölgesine denk gelen bir y+ değerinin analiz sonuçları üzerinde ciddi hataya sebep olabileceği çözüm ağı hassasiyet çalışmasıyla gösterilmiştir.

Akış rejimi aerodinamik ısınmanın mertebesini etkileyen en önemli unsurlardan bir tanesidir. Türbülanslı rejimde aerodinamik ısınmanın mertebesi laminer rejimdekine göre oldukça yüksektir. Hesaplamaların tamamen türbülanslı rejim için yapılması aerodinamik ısınmayı gereğinden fazla hesaplayacağından, yalıtım kalınlıklarının gereksiz artışına, bu durum da ağırlık ve maliyet artışına yol açacaktır. Laminer rejimden türbülanslı rejime geçiş cebirsel modeline ait katsayılar uçuşlu test verileri kullanılarak AeroheataBS analizleri ile türetilmiş ve modelin doğrulaması başka bir sistemin uçuşlu test verisi ile yapılmıştır.

Tez kapsamında ablatif iki farklı malzemenin etkin bozunma ısısının bulunmasına yönelik de çalışmalar yürütülmüştür. Testlerde numunelerin üst yüzeyinden termal kamera ile sıcaklık ölçümü alınmıştır. Malzemelerin gösterdiği ağırlık kayıplarından etkin bozunma ısıları hesaplanmış ve AeroheataBS kütüphanesine girdi sağlamıştır. AeroheataBS yüksek hızlarda sınır tabaka içerisinde viskoz etkiler kaynaklı oluşan aerodinamik ısınmayı hesaplamaktadır. Bu sebeple sınır tabakayı bozucu etkilerin oluştuğu durumlarda yöntemde yapılan kabullerden dolayı AeroheataBS’in kullanımı uygun değildir. Sözü geçen etkiler şu şekilde sıralanabilir: Şok dalgası ile sınır tabakanın etkileşimi, akış ayrılması, çapraz akış ve aracın arka kısımlarında oluşan girdapların sebep olduğu ısınma.