| 000 | 08236nam a2200553 i 4500 | ||
|---|---|---|---|
| 001 | 200464389 | ||
| 003 | TR-AnTOB | ||
| 005 | 20250509093036.0 | ||
| 007 | ta | ||
| 008 | 171111s2025 tu ab e mmmm 000 0 tur d | ||
| 035 | _a(TR-AnTOB)200464389 | ||
| 040 |
_aTR-AnTOB _beng _erda _cTR-AnTOB |
||
| 041 | 0 | _atur | |
| 099 | _aTEZ TOBB FBE MAK YL’25 BAĞ | ||
| 100 | 1 |
_aBağcı, Fevzi Emirhan _eauthor _9148751 |
|
| 245 | 1 | 0 |
_aKatı yakıtlı roket motorlarında astar arayüz ayrılmasının modellenmesi için yeni bir yaklaşım geliştirilmesi / _cFevzi Emirhan Bağcı ; thesis advisor Erdem Acar. |
| 246 | 1 | 1 | _aDeveloping a novel approach for modeling liner interface debonding in solid propellant rocket motors |
| 264 | 1 |
_aAnkara : _bTOBB ETÜ Fen Bilimleri Enstitüsü, _c2025. |
|
| 300 |
_axxii, 65 pages : _billustrations ; _c29 cm |
||
| 336 |
_atext _btxt _2rdacontent |
||
| 337 |
_aunmediated _bn _2rdamedia |
||
| 338 |
_avolume _bnc _2rdacarrier |
||
| 502 | _aTez (Yüksek Lisans)--TOBB ETÜ Fen Bilimleri Enstitüsü Nisan 2025. | ||
| 520 | _aKatı yakıtlı roket motorları, taktik füze sistemlerinde yaygın olarak kullanılan ve füzeye gerekli itkiyi sağlayan alt sistemdir. Yakıtın gövdeye yapışık olduğu motor konfigürasyonunda, motor gövdesi yalıtıldıktan ve astar uygulandıktan sonra yakıt, gövde içerisine dökülerek üretim gerçekleştirilir. Gövde/yalıtım ile yakıt arayüzüne uygulanan astar, yakıtın yapışmasını sağlar. Astar arayüzünde gerçekleşecek bir ayrılma, motoru başarısızlığa götürebilmektedir. Motor, üretiminden ateşlenmesine kadar geçen sürede bu arayüzde ayrılmaya sebep olabilecek pek çok zorlayıcı ortama maruz kalmaktadır ve süreç boyunca motorun bütünlüğünün korunması kritiktir. Bu sebeple astar arayüzünün karakteristik malzeme özelliklerini belirlemek önem kazanmaktadır. Bu arayüz yapıştırıcı özellik gösterdiği için yapıştırıcı gibi modellenebilmektedir. Yapıştırıcı arayüzün modellenmesi; yapışma mukavemeti, kırılma enerjisi ve başlangıç modülü üzerinden tanımlanan ve yaygın olarak kullanılan kohezif bölge modeli ile gerçekleştirilebilmektedir. Bu model ile kırılma bölgesinde çekme ve ayrılma arasında bir yasa tanımlanır. Bu yasada çekme, bir eşik değerine kadar ayrılma arttıkça artar ve sonrasında ayrılma arttıkça azalır. Bu tezin amacı, katı yakıtlı roket motorunda astar arayüzünü sonlu elemanlar analizinde kohezif bölge modeli ile modellemek ve bu modelde soyulma testinin kullanılabilirliğini araştırmaktır. Bu yaklaşımla kohezif bölge modeli oluşturma sürecinin, numune seviyesi testlerdeki verilerin direkt kullanımı ile yalınlaştırılması hedeflenmiştir. Çalışma kapsamında ilk olarak literatürde yakıt, yalıtım ve astar malzeme modellerinin kullanıldığı çalışmanın doğrulaması yapılmıştır. Doğrulama sonrasında yapışma çekme ve soyulma testleri gerçekleştirilmiştir. Soyulma testinden elde edilen çıktılar ve enerji denklemleri kullanılarak astarın kırılma enerjisi hesabı gerçekleştirilmiştir. Yapışma çekme testinden elde edilen yapışma mukavemeti ve soyulma testinden elde edilen kırılma enerjisi parametreleri ile astarın kohezif bölge modeli oluşturulmuştur. Oluşturulan kohezif bölge modeli ile soyulma testinin sonlu elemanlar analizi gerçekleştirilmiştir. Analizden elde edilen kuvvet-deplasman grafiği ile test sonucu karşılaştırılmıştır. Ek olarak analizde elde edilen çekme-ayrılma eğrisi ile kohezif bölge modeli ile tanımlanan çekme-ayrılma eğrisi karşılaştırılmıştır. Her iki karşılaştırmada da analiz sonuçlarıyla test sonucu arasında yeterli seviyede benzerlik görülmüştür. Soyulma testinin literatürde yaygın kullanılan çift ankastre sandviç kiriş testi yerine kullanılabillirliğini değerlendirmek için soyulma testi ile elde edilen kohezif bölge modeli ile çift ankastre sandviç kiriş testi sonlu elemanlar analizi gerçekleştirilmiştir. Analiz sonucunda arayüzde elde edilen çekme-ayrılma eğrileri karşılaştırılmıştır ve yeterli seviyede benzerlik görülmüştür. Sonuç olarak astar arayüzünün kohezif bölge modeli ile modellenmesinde soyulma testinin kullanılabileceği değerlendirilmiştir ve kohezif bölge modeli oluşturma sürecinin yalınlaşması sağlanmıştır. Daha uygulanabilir bir test yöntemine geçilmesi sayesinde; maliyetin azalması ve model oluşturma süreci açısından verimliliğin artırılması sağlanmıştır. | ||
| 520 | _aSolid propellant rocket motors are subsystems widely used in tactical missile systems and provide the required thrust for the missile. In case bonded motor configuration, propallant is casted into the case after being insulated and application of liner. Liner is applied into case/insulation and propellant interface to ensure the bonding of the propellant. Debonding occuring at the liner interface may lead to failure of the motor. Motor is exposed to various challenging environment which may cause debonding of the interface throughout the time between production and fire. It is important to maintain the structural integrity of the motor during this time. Therefore, determining the characteristic properties of the liner gains prominence. Since liner acts as an adhesive, it can be modeled as an adhesive. Commonly, adhesive interface can be modeled via cohesive zone model which is defined with adhesive strength, fracture energy and initial modulus.The aim of this study is to model the liner interface with cohesive zone model in solid rocket propellant motors and to examine the usage of peel test for this model. It is aimed to simplify the creation of cohesive zone model by direct usage of specimen level test data. Initially; propellant, insulation and liner material models are validated with a study from literature for this study. After the validation, bond in tension and peel tests are performed. Liner's fracture energy is calculated with outputs of peel test and energy equations. Cohesive zone model of liner is created with adhesive strength obtained from the bond in tension tests and fracture energy obtained from the peel tests. Finite element analysis of the peel test is performed with the created cohesive zone model. Force-displacement graphics obtained from the analysis and test output are compared. In addition, traction-separation curves obtained from the analysis and defined with cohesive zone model are compared. It is observed that sufficient similarity is accomplished between analyses and tests for the both of the comparisons. Finite element analysis of double cantilever sandwich beam test is performed that includes the cohesive zone model created via peel test to evaluate the usage of peel test instead of commonly used double cantilever sanwich beam. Traction-separation curves obtained from the analysis are compared and sufficient similarity is accomplished. As a conclusion, it is evaluated that peel test can be used for modeling the cohesive zone model of the liner interface and process of creating cohesive zone model is simplified. Due to switch to a more feasible test method, the cost is reduced and efficiency is increased in terms of model development process. | ||
| 650 | 7 |
_aTezler, Akademik _2etuturkob _932546 |
|
| 653 | _aKohezif bölge modeli | ||
| 653 | _aSoyulma testi | ||
| 653 | _aYapışma çekme testi | ||
| 653 | _aArayüz ayrılması | ||
| 653 | _aYakıt-astar-gövde arayüzü | ||
| 653 | _aAstar | ||
| 653 | _aKırılma enerjisi | ||
| 653 | _aKatı yakıtlı roket motoru | ||
| 653 | _aSonlu elemanlar analizi | ||
| 653 | _aCohesive zone model | ||
| 653 | _aPeel test | ||
| 653 | _aBond in tension test | ||
| 653 | _aInterface debonding | ||
| 653 | _aPropellant-liner-case interface | ||
| 653 | _aLiner | ||
| 653 | _aFracture energy | ||
| 653 | _aSolid propellant rocket motor | ||
| 653 | _aFinite element analysis | ||
| 700 | 1 |
_aAcar, Erdem _eadvisor _973208 |
|
| 710 |
_aTOBB Ekonomi ve Teknoloji Üniversitesi. _bFen Bilimleri Enstitüsü _977078 |
||
| 942 |
_cTEZ _2z |
||
| 999 |
_c200464389 _d82601 |
||