Please use this identifier to cite or link to this item: http://hdl.handle.net/11527/9822
Title: Sıkıştırılabilir İç Akışların Sonlu Hacimler Yöntemi İle İncelenmesi
Other Titles: Numerical Analysis Of Internal Flows Using Finite Volume Method
Authors: Kırkköprü, Kadir
Akyürek, Ahmet Serkan
Enerji
Energy
Keywords: Sıkıştırılabilir Akış
Sonlu Hacimler
MacCormack
Compressible Flows
Finite Volume
MacCormack
Publisher: Fen Bilimleri Enstitüsü
Institute of Science and Technology
Abstract: Bu çalışmada katı yakıtlı roket motorunun yanma odasındaki sıkıştırılabilir akış ele alınmıştır. Geometrik model yanma odasının basitleştirilmiş bir halidir ve bir ucu kapalı diğer ucu açık, yan duvarları geçirgen, dar ve uzun, iki boyutlu bir kanaldır. Geçirgen yan duvarlardan içeri enjekte edilen gaz, katı yakıt yanması neticesi çıkan gazı simüle etmektedir. Ele alınan iç akış probleminin çözümünde kullanılan yöntem, sıkıştırılabilir karakterdeki akışların modellenmesinde sıklıkla tercih edilen hücre merkezli MacCormack sonlu hacimler yöntemidir. Denklemlerin sayısal çözümü, kartezyen koordinatlarda, iki değişik katı yakıtlı roket motoru yanma odası model geometrisi için elde edilmiştir. Modellerin ilki lülesiz düz bir kanal olup ikincisinde gaz çıkışı 30 derecelik ıraksak düz bir lüle aracılığıyladır. Sayısal çözümler, zamana bağlı, özgün bir bilgisayar kodu geliştirilerek elde edilmiştir. Elde edilen daimi akış sonuçları, sürtünmesiz ve sıkıştırılamaz akış limit hali için elde edilen analitik sonuçlarla uyum içindedir
In this study, compressible flow in the combustion chamber of a solid propellant rocket motor has been investigated. Geometrical model which is a simplified version of the combustion chamber consists of a long and narrow, two dimensional channel with one open end and injecting sidewalls. The mass injection from the porous sidewalls simulates the gas inflow due to the burning of the solid propellant. Cell centered MacCormack finite volume technique has been employed for the solution of governing equations. Numerical solutions have been obtained for two different models of solid propellant rocket motor combustion chamber. First model is a straight channel without any nozzle attached whereas in the latter gas exhaust is via a 30 degree diverging flat nozzle. Numerical solutions have been obtained by developing an original finite volume code. The results for steady flow are in excellent agreement with those for the incompressible and inviscid limit case.
Description: Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2004
Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2004
URI: http://hdl.handle.net/11527/9822
Appears in Collections:Makine Mühendisliği Lisansüstü Programı - Yüksek Lisans

Files in This Item:
File Description SizeFormat 
2322.pdf1.58 MBAdobe PDFView/Open


Items in DSpace are protected by copyright, with all rights reserved, unless otherwise indicated.