The objective of this thesis is to predict shape change due to ablation and to find temperature distribution of the thermal protection system of a supersonic vehicle under aerodynamic heating by using finite element method. A subliming ablative is used as thermal protection material. Required material properties for the ablation analyses are found by using DSC (Differential Scanning Calorimetry) and TGA (Thermogravimetric Analysis) thermal analysis techniques. DSC is a thermal analysis technique that looks at how a material's specific heat capacity is changed by temperature and TGA is a technique in which the mass of a substance is monitored as a function of temperature. Moreover, oxyacetylene ablation tests are conducted for the subliming ablative specimens and measured recession values are compared with the analytically calculated values. Maximum difference between experimental results and analytical results is observed as 3% as seen in Table 7. For the finite element analyses, ANSYS Software is used. A numerical algorithm is developed by using programming language APDL (ANSYS Parametric Design Language) and element kill feature of ANSYS is used for simulation of ablation process. To see the effect of mesh size and time step on the solution of analyses, oxyacetylene test results are used. Numerical algorithm is also applied to the blunt-nosed section of a supersonic rocket which is made from subliming ablative material. Ablation analyses are performed for the nose section because nose recession is very important for a rocket to follow the desired trajectory and nose temperature is very important for the avionics in theinner side of the nose. By using the developed algorithm, under aerodynamic heating, shape change and temperature distribution of the nose section at the end of the flight are obtained. Moreover, effects of ablation on the trajectory of the rocket and on the flow around the rocket are examined by Missile DATCOM and CFD (computational fluid dynamics) analysis tools. Keywords: Ablation, Thermal Protection System, Subliming Ablative.

Bu tezin amacı süpersonik hızlarda uçan bir hava aracının ısı koruma sisteminin, aerodinamik ısınma altındaki ablasyona bağlı şekil değişimini ve sıcaklık dağılımını sonlu elemanlar yöntemi kullanarak bulmaktır. Isı kalkanı malzemesi olarak süblimleşebilir bir ablatif kullanılmıştır. Aşınma analizleri için gerekli olan malzeme özellikleri ve aşınma ölçütleri DSC ve TGA yöntemleri kullanılarak bulunmuştur. DSC malzemenin özgül ısı kapasitesinin sıcaklığa bağlı değişimini ,TGA ise malzemenin ağırlığının sıcaklığa bağlı değişimini ölçebilen termal ölçüm yöntemleridir. Oksiasetilen ablasyon testlerinde ablatif malzemenin aşınma miktarları ölçülmüş, sonuçları analitik sonuçlarla karşılaştırılmıştır. Test sonuçları ile analitik sonuçlar arasındaki fark, Tablo 7'de görüldüğü gibi maksimum %3'tür. Sonlu eleman analizleri için ANSYS yazılımı kullanılmıştır. Aşınma simülasyonu için APDL (ANSYS Parametrik Tasarım Dili) program dili kullanılarak nümerik bir algoritma hazırlanmış olup eleman öldürme özelliği aşınma için kullanılmıştır. Eleman boyutu ve zaman aralığının analiz sonuçlarına etkisini görebilmek amacıyla oksiasetilen test sonuçları kullanılmıştır. Nümerik algoritma, süpersonik bir roketin süblimleşebilir ablatiften üretilmiş olan burun bölgesine de uygulanmıştır.Analizlerde burun bölgesinin kullanılma sebebi roket için burun aşınmasının istenen yörüngenin takip edilmesinde önemli etkisinin olmasıdır. Ayrıca burun kısmında yer alan aviyonik sistemler için sıcaklığın kritik seviyelere yükselmemesi gerekmektedir. Geliştirilenalgoritma yardımıyla, uçuş süresi boyunca maruz kalınan aerodinamik ısınma altında, burun kısmının uçuş sonunda gösterdiği şekil değişikliği ve bu kısımda görülen sıcaklık dağılımı elde edilmiştir. Ayrıca aşınmanın roket menzili ve roket çevresindeki akış üzerindeki etkisi Missile DATCOM ve HAD (hesaplamalı akışkanlar dinamiği) analiz araçları ile incelenmiştir. Anahtar Kelimeler: Ablasyon, Isı Kalkanı Sistemleri, Süblimleşebilen Ablatif.