Aerodinamik ısınma

Aerodinamik ısınma, katı bir cismin hava içinde yüksek hızda ilerlemesi sonucu ısınmasıdır.   Bilim ve mühendislikte aerodinamik ısınmanın anlaşılması, Dünya atmosferine giren meteoroitlerin davranışlarını tahmin etmek, uzay araçlarının atmosfere girişi güvenli bir şekilde atlatmasını sağlamak ve yüksek hızlı hava araçları ile füzelerin tasarımı için gereklidir. 

"Yüksek hızlı hava araçları ve füzelerde aerodinamik ısınma, bu unsurların durgun hava içindeki bağıl hareketleri sonucunda kinetik enerjinin ısı enerjisine dönüşmesi ve ardından bu ısının dış yüzey üzerinden aracın yapısına ve iç kısımlarına aktarılmasıdır. Isının bir kısmı, aracın burnu ve kanat hücum kenarları gibi durma noktalarında (stagnation point) ve bu noktaların yakınında akışkanın sıkışmasıyla üretilir. Ek ısı ise sınır tabakası içindeki dış yüzey boyunca havanın sürtünmesinden kaynaklanır."https://apps.dtic.mil/sti/citations/AD0718560, 'Aerodynamic Heating',s.1 Kaplama ısınmasının bu iki bölgesi van Driest tarafından gösterilmiştir.The problem of aerodynamic heating, Aeronautical Engineering Review Ekim 1956, Şek.1 Süpersonik hızda gövdeyi kaplayan sıcak bölge Dış yüzeyin sınır tabakası ısınması, kinetik ısınma olarak da bilinebilir.https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/3.43926?journalCode=ja, 'Concorde Structural Development',Basic Temperature Conditions,s.176  

 Dış yüzey ısınmasının uçak kanadı tasarımına etkisi 
küçükresim|Concorde'un dış yüzey sıcaklıkları; -57 °C'lik ortam sıcaklığından burun ve kanat hücum kenarlarında durma noktasına gelen havadan ve geriye doğru sınır tabakasındaki sürtünme sıcaklığından kaynaklanmaktadır.Evolution of the Airliner, Whitford,, s.175
Aerodinamik ısınmanın dış yüzey sıcaklığı üzerindeki etkileri ve ardından yapıya, kabine, ekipman bölmelerine ve elektrik, hidrolik ve yakıt sistemlerine olan ısı transferi, süpersonik ve hipersonik hava araçlarının ile füzelerin tasarımına dahil edilmek zorundadır.  

Aerodinamik ısınmanın neden olduğu temel endişelerden biri kanat tasarımında ortaya çıkar.  Sesaltı hızlar için kanat tasarımının iki ana hedefi, ağırlığı en aza indirmek ve dayanıklılığı en üst düzeye çıkarmaktır.  Süpersonik ve hipersonik hızlarda meydana gelen aerodinamik ısınma, kanat yapısı analizine ek bir husus katar.   İdealize edilmiş bir kanat yapısı sparlar (kanat ana kirişi) , lonjeronlar ve dış yüzey (kaplama) segmentlerinden oluşur.  

Normalde sesaltı hızlara maruz kalan bir kanatta, kanada etki eden taşıma kuvvetinin neden olduğu eksenel gerilmelere ve eğilme gerilmelerine dayanacak yeterli sayıda boylamasına kiriş bulunmalıdır.  Buna ek olarak, kirişler arasındaki mesafe kaplama panellerinin burkulmayacağı kadar küçük olmalı ve paneller, kanat üzerindeki taşıma kuvvetinden dolayı panellerde mevcut olan kayma gerilmesine ve kayma akışına dayanacak kadar kalın olmalıdır.  Ancak kanadın ağırlığı mümkün olduğunca küçük tutulmalıdır, bu nedenle kirişler ve dış yüzey kaplama için malzeme seçimi önemli bir faktördür. 

Süpersonik hızlarda, aerodinamik ısınma bu yapısal analize başka bir unsur daha ekler. Normal hızlarda, lonjeronlar ve kirişler taşıma kuvvetinin, birinci ve ikinci eylemsizlik momentlerinin ve lonjeron uzunluğunun bir fonksiyonu olan bir yüke maruz kalırlar.  Daha fazla lonjeron ve kiriş olduğunda, her bir elemandaki yük azalır ve kirişin kesit alanı, kritik gerilme gereksinimlerini karşılamak üzere küçültülebilir.  Bununla birlikte, havadan (bu yüksek hızlarda dış yüzey sürtünmesiyle ısınan) akan enerjinin neden olduğu sıcaklık artışı, lonjeronlara termal yük adı verilen başka bir yük faktörü ekler. Bu termal yük kirişlerin hissettiği kuvveti artırır ve dolayısıyla kritik gerilme gereksiniminin karşılanabilmesi için kirişlerin alanının artırılması gerekir.

Aerodinamik ısınmanın uçak tasarımında neden olduğu bir diğer sorun ise, yüksek sıcaklıkların yaygın malzeme özellikleri üzerindeki etkisidir. Uçak kanadı tasarımında kullanılan alüminyum ve çelik gibi yaygın malzemeler, sıcaklıklar aşırı yükseldikçe dayanımlarında bir düşüş yaşarlar. Malzemenin maruz kaldığı gerilme ile şekil değiştirme arasındaki oran olarak tanımlanan Young modülü, sıcaklık arttıkça düşer. Daha yüksek bir değer, malzemenin taşıma ve termal yüklerden kaynaklanan akma ve kayma gerilmesine direnmesini sağladığından, Young modülü kanat için malzeme seçiminde kritik öneme sahiptir. Bunun nedeni, Young modülünün eksenel elemanlar için kritik burkulma yükünü ve kaplama panelleri için kritik burkulma kayma gerilmesini hesaplamak için kullanılan denklemlerde önemli bir faktör olmasıdır. Eğer malzemenin Young modülü, aerodinamik ısınmanın neden olduğu yüksek sıcaklıklarda düşerse, uçak süpersonik hıza çıkarken bu mukavemet kaybını telafi etmek için kanat tasarımı daha büyük lonjeronlar ve daha kalın kaplama segmentleri gerektirecektir. 

Aerodinamik ısınmanın yol açtığı yüksek sıcaklıklarda mukavemetini koruyan bazı malzemeler de vardır. Örneğin, 1958'de hipersonik hızlarda uçan bir North American havacılık firması uçağı olan X-15'in gövdesinin bazı kısımlarında Inconel X-750 kullanılmıştır. Yüksek sıcaklıklarda bile yüksek mukavemetini koruyan bir diğer malzeme ise titanyumdur ve süpersonik uçakların kanat iskeletlerinde sıklıkla kullanılır. SR-71, sıcaklığı düşürmek için siyaha boyanmış ve genleşmeyi karşılamak için oluklu hale getirilmiş titanyum kaplama panelleri kullanmıştır. 

Erken dönem süpersonik uçak kanatları için bir diğer önemli tasarım konsepti, kanat profili üzerindeki akış hızının serbest akım hızından çok fazla artmaması için küçük bir kalınlık-veter oranı (İng: thickness-to-chord ratio) kullanılmasıydı. Akış halihazırda süpersonik olduğu için, hızı daha da artırmak kanat yapısı için faydalı olmayacaktır. Kanadın kalınlığının azaltılması üst ve alt kirişleri birbirine yaklaştırarak yapının toplam eylemsizlik momentini düşürür.  Bu durum kirişlerdeki eksenel yükü artırır ve dolayısıyla kirişlerin alanının ve ağırlığının artırılması gerekir. Hipersonik füzeler için bazı tasarımlarda hücum kenarlarının sıvı ile soğutulması (genellikle motora giden yakıt kullanılarak) yöntemi kullanılmıştır. Sprint füzesinin ısı kalkanı, Mach 10 sıcaklıklarına dayanabilmesi için çeşitli tasarım yinelemelerine ihtiyaç duymuştur.Bell Labs 1974, 9-17

 Atmosfere dönüş araçları 
Atmosfere çok yüksek hızlarda (20 Mach'tan büyük) girilmesinin neden olduğu ısınma, özel teknikler kullanılmadığı takdirde aracı yok etmek için yeterlidir.  

Mercury, Gemini ve Apollo gibi erken dönem uzay kapsüllerine, ısının büyük bir kısmının çevredeki havaya dağılmasını sağlayan bir ayrık şok dalgası (İng: bow shock) oluşturmak için küt şekiller verilmişti. Ek olarak, bu araçlarda yüksek sıcaklıkta gaza süblimleşen ablatif bir malzeme bulunuyordu.  Süblimleşme eylemi, aerodinamik ısınmadan kaynaklanan termal enerjiyi emer ve kapsülü ısıtmak yerine malzemeyi aşındırır.

Mercury uzay aracının ısı kalkanının yüzeyinde, çok katmanlı cam elyaflı bir alüminyum kaplama bulunuyordu. Sıcaklık 'ye yükseldiğinde katmanlar buharlaşarak ısıyı da beraberinde götürürdü. Uzay aracı ısınırdı, ancak bu ısınma zarar verecek düzeyde olmazdı. Uzay Mekiği, ısıyı emip yaymak ve aynı zamanda alüminyum gövdeye ısı iletimini önlemek için alt yüzeyinde yalıtkan karolar (İng: tiles) kullandı. Columbia Uzay Mekiği'nin fırlatılışı sırasında ısı kalkanının hasar görmesi, atmosfere dönüşü sırasında parçalanmasına neden olan etmenlerden biriydi.

 Ayrıca bakınız 
 Termal hız

 Kaynakça 

 Ek okuma 
Moore, F.G., Approximate Methods for Weapon Aerodynamics, AIAA Progress in Astronautics and Aeronautics, Cilt 186
Chapman, A.J., Heat Transfer, Üçüncü Baskı, Macmillan Publishing Company, 1974
Bell Laboratories R&D, ABM Research and Development At Bell Laboratories, 1974. Stanley R. Mickelsen Safeguard Complex

Kategori:Isı transferi
Kategori:Havacılık ve uzay mühendisliği
Kategori:Aerodinamik