Katı Yakıtlı Roket Motoru Yanma Odasındaki Sıkıştırılabilir Akışın Türbülans Modelleri İle İncelenmesi

Abstract

Bu çalışmanın ilk bölümünde, katı yakıtlı roket motoru model yanma odasında oluşan akış türbülans modellerinin hesaplamanın hassasiyetine olan etkisine özel önem verilerek incelendi. Çeşitli türbülans modelleri kullanılarak hesaplamalar yapıldı ve deneysel sonuçlarla ele alındığında SST k-ω ve Reynolds Gerilme Modeli gerçekçi sonuçlar verdi Çalışmanın ikinci bölümünde, lülesiz katı yakıtlı roket motoru yanma odasındaki akış alanı, bir önceki bölümde katı yakıtlı roket motoru yanma odası hesaplamaları için en uygun model olarak seçilen, SST k-ω türbülans modeli kullanılarak incelendi. Katı yakıtlı roket motoru konfigürasyonunda yapılan soğuk akış simülasyonu SST k-ω türbülans modelinin süpersonik dış akış koşullarında da başarılı sonuçlar verdiğini gösterdi. Modelden elde edilen sonuçların geçerliliği deneysel veriler ile kontrol edildi. Çalışmanın üçüncü bölümünde, katı yakıtlı roket motoru yanma odasını temsil eden, kenarından kütle girişi olan uzun dar bir kanal içerisindeki zamana bağlı akış incelendi. Kanalın çıkış kesitinde, akustik rahatsızlığın kaynağı olarak değişken basınç rahatsızlığı sınır koşulu tanımlandı. Doğrusal olmayan akış etkileşimleri beraberinde akustik ve dönel hız rahatsızlıklarına neden oldu.

In the first part of the study, flow inside the model of solid propellant rocket motor combustion chambers has been investigated with special emphasis on the effect of solely turbulence models for the accuracy of the computation. Computations with several turbulence models were performed and the SST k-ω model and Reynolds Stress Model have yielded realistic solutions. In the second part of the study, the flow field in a nozzleless solid rocket motor combustion chamber has been investigated using SST k-ω turbulence closure model, chosen at the previous section of the study as the most appropriate model for the computation of solid propellant rocket motor combustion chambers. The cold flow simulation in a nozzleless rocket motor configuration has shown that the SST k-ω turbulence model has the capability of handling the supersonic outflow conditions. The validity of the model has been checked with experimental data. In the third section of the study, the time dependent flow inside a long narrow channel with uniform sidewall mass addition representing the rocket motor combustion chamber has been investigated. Transient planar disturbance at the exit plane of the channel is given as a boundary condition as the source of acoustic disturbances. Nonlinear flow interactions have caused coupled acoustic and rotational velocity disturbances.