Havayla çalışan bir roket motoruyla taşıt tahriğinin incelenmesi
The Investigation of an air breathing rocket engine powered vehicle
- Tez No: 142791
- Danışmanlar: PROF. DR. H. ERTUĞRUL ARSLAN
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2003
- Dil: Türkçe
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Otomotiv Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: 191
Özet
HAVAYLA ÇALIŞAN BİR ROKET MOTORU İLE TAŞIT TAHRİĞİNİN İNCELENMESİ ÖZET Roket motorlarının asıl amacı, kimyasal yanma reaksiyonları sonucu itme kuvveti meydana getirmektir. Yanma odasında, yakıcı ve yakıtın kimyasal reaksiyonuyla oluşan ısı enerjisi, lüle vasıtasıyla itme kuvvetine dönüşür. Yapılan bu çalışmanın kapsamı bir taşıtın roket motoruyla tahriğinin teorik olarak incelenmesidir. Bu bakımdan taşıt tahriğinde kullanılacak bu roket motorunun çeşitli kriterlere göre seçilmesi gereklidir. Bu bakımdan ilk olarak roket motoru kavramı hakkında kısa bir bilgi verilmiş ve bu güne kadar uygulama alanı bulan roket motorlarının avantajları ve dezavantaj lan karşılaştırılarak bu taşıtta kullanılabilecek motor tipine karar verilmiştir. Bir taşıtı tahrik edecek roket motoru sisteminin ekonomik ve kullanılabilir olması için öncelikle bu motorun atmosferdeki oksijeni yakıcı olarak kullanabilecek bir tasarıma sahip olması gerekmektedir. Oysa konvansiyonel bir roket motorunda tepki kuvveti elde etmek için çevre havası kullanılmamaktadır. Havanın kullanılarak tepki kuvveti elde edilmesi jet motoru kavramına girmektedir. Bu bakımdan üçüncü bölümde ilk olarak jet motoru kavramına değinilmiştir. Ayrıca havayla çalışacak şekilde özel olarak tasarlanmış roketlerden bahsedilmiş ve bu motorların tez çalışması kapsamında yapılan tasarıma uygunluğu incelenmiştir. Bahsi geçen bu roketler uzay araştırmalarında, sistemin ağırlığını ve dolayısıyla maliyetini düşürmek üzere özel tasarlanmış, 'air breathing rocket engine' olarak adlandırılan hibrid sistemli motorlardır. Bu kavramların açıklanmasından sonra üçüncü bölümün son kısmında, hobi amaçlı tasarımlarda ve hız rekoru denemelerinde karşılaşılan roket tahrikli taşıtlar hakkında bir literatür taraması yapılmıştır. Dördüncü bölümün ilk kısmında roket motorlarından elde edilen tepki kuvvetinin açıklaması yapılmış ve bu kuvvet çeşitli parametrelere göre matematiksel olarak ifade edilmiştir. Bu çalışmanın amacı içten yanmalı motorla sabit bir hıza ulaşan bir taşıtın bu hızında içten yanmalı motor ile tekerlekleri arasındaki bağlantının kesilerek, roket motoru tahrikli bir şekilde seyrine devam etmesidir. Bu bakımdan roket motorundan elde edilmesi hedeflenen tepki kuvveti, taşıtın istenilen bir hıza çıkıp bu hızındaki seyrine devam etmesi için üzerine etkiyen seyir dirençlerini dengeleyecek kuvvet olmalıdır. Bu düşüncenin ışığında dördüncü bölümün ikinci kısmında bir taşıta seyri esnasında etki eden seyir dirençleri incelenmiş ve taşıtın seçilen bir hızda seyrine imkan verecek tepki kuvvetinin hesabı yapılmıştır. Roket motoru genel olarak püskürtme sistemi, yanma odası ve lüleden oluşmaktadır. Yakıcının yakıtı yakmasıyla oluşan ısı enerjisi lüle kullanılarak kinetik enerjiye dönüştürüldüğünden roket motorunda lüle tasarımı çok önemli bir yere sahiptir. Bu bakımdan istenilen taşıt hızına göre elde edilmesi gereken tepki kuvvetini sağlayacakbir tasarımın yapılmasına geçilmeden önce beşinci bölümde lüleyi belirten ana karakteristiklere değinilmiştir. Altmcı bölümde ise roket motorlarında kullanılan sıvı yakıcı-yakıtlar konusunda bilgi verilmiştir. Kullanılan yakıcı-yakıt çiftlerin sınıflandırılması ve çeşitli kriterlere göre değerlendirilmesi yapılmıştır. Bu tez çalışmasında kullanılan yakıcı ve yakıt çifti hava ve kerozen olduğu için altıncı bölümde kerozenin fiziksel ve kimyasal özelliklerine değinilmiş ve havayla olan yanma reaksiyonu incelenmiştir. Bunun dışında yanma reaksiyonları için hava fazlalık katsayısı tanımlanmış ve hava ile kerozenin yanma reaksiyonu çeşitli hava fazlalık katsayıları için incelenmiş ve bu reaksiyonlarda oluşan adyabatik yanma sıcaklıkları ve yanma ürünlerinin molekül ağırlıkları hesaplanmıştır. Yedinci ve sekizinci bölümler yapılan bu çalışmanın esas kısmını oluşturmaktadır. Bundan önceki bölümler konuya giriş ve yapılan hesaplamalar için bir hazırlık olarak değerlendirilebilir. Arzu edilen tepki kuvvetine göre hesaplan yapılan havayla çalışan roket motoru tasarımı İ.T.Ü Motorlar Kürsüsü Labaratuvarlarmda mevcut olan bir roket motoru örnek alınarak yapılmıştır. Ölçüleri sabit olan bu roket motorunun dizayn parametreleri değiştirilerek istenilen tepki kuvvetinin makul miktarda yakıcı-yakıt kullanılarak hangi şartlarda elde edileceği incelenmiştir. Yedinci bölümde değişen koşulların roket motoru performansına etkilerinin incelenmesi, tanımlanan karakteristik parametrelerin kullanımıyla mümkün olmuştur. Buna göre yanma reaksiyonundaki hava fazlalık katsayısı ve yanma odası basıncı değişimlerinin özgül impuls, karakteristik hız ve itme kuvveti katsayısına olan etkileri incelenerek, elde edilen sonuçlar tablo ve grafiklerle ifade edilmişitir. Taşıt hızına göre, seyir dirençleri vasıtasıyla hesaplanan itme kuvvetini verecek roket motorunu tanımlayan ana büyüklüklerin hesabından sonra, yapılan tasarıma uygun olan bir püskürtme sisteminin modellenmesi hedeflenmiştir. Sekizinci bölümde roket motorlarının performansını büyük ölçüde etkileyen püskürtme sistemlerinin önemine değinildikten sonra yakıtını havayla yakarak tepki kuvveti elde edecek bu tasarım için uygun olan bir püskürtme sistemi çözümünün ne şekilde olması gerektiği tartışılmış ve bu sisteme ait büyüklüklerin hesabı yapılmıştır. Yakıcı olarak kullanılacak havanın yanma odasına akışı Î.T.Ü Otomotiv Anabilim Dalı'nda yapılan bir doktora çalışması örnek alınarak modellenmiştir. Geliştirilen bu püskürtme sisteminin karışım oranlan ve yanma sıcaklıklan gibi koşullardan nasıl etkilendiği incelenerek, elde edilen sonuçlar oluşturulan tablolarda ve çizilen grafiklerde gösterilmiştir. xı
Özet (Çeviri)
THE INVESTIGATION OF AN AIR-BREATHING ROCKET ENGINE POWERED VEHICLE SUMMARY A rocket engine is a device in which propellants are burned in a combustion chamber and the resulting high pressure gases are expanded through a specially shaped nozzle to produce thrust. The function of the nozzle is to convert the chemical-thermal energy generated in the combustion chamber into kinetic energy. Our aim in this study is to desing a special rocket motor which can be used in a vehicle. Rocket powered vehicles are used for land speed record titles but in this thesis a rocket engine powered vehicle design will be made for a chosen constant speed of the vehicle. Our design can be thought as a hybrid system of internal combustion engine and rocket engine. After the vehicle is speed up to a constant velocity by the internal combustion engine, the rocket motor will be functional. The rocket engine in this study is designed to use kerosene and air in order to provide thrust. It is known that rocket motors do not make use of air for propulsion. But in our design an air breathing rocket engine will be functional. The idea of an engine that draws in air to provide thrust is not new. Jet engines have been using this process for decades. So, in the third chapter air breathig rocket engine phenomena is introduced. In the fourth chapter of this study the thrust of a rocket engine is described. A general form of the thrust equation is given. To calculate thrust for our rocket engine powered vehicle, the total resistance forces acting on this vehicle should be examined. These forces are slope, rolling, air and acceleration resistances. The total resistance on the vehicle is calculated under the conditions of constant speed and normal road conditions. After finding the necessary thrust for the constant speed of vehicle, rocket nozzle, combustion chamber and injection system designs will be made to obtain that thrust. The fallowing calculations are made in the seventh chapter of this study: 1. The dimensions of the throat and exit areas of nozzle 2. Exhaust gas velocity 3. Mass flow rate of fuel and oxidizer 4. Combustion chamber dimensions These calculations are made by usuing characteristic parameters which are described in the fifth chapter. These parameters are: nozzle thrust coefficient Cf, characteristic velocity c* and specific impulse Is. The specific impulse is defined as the thrust delivered per unit weight rate of propellant consumed. The specific impulse is dependent both on the inherent thermochemical properties of the propellant and on the efficiency of expansion process. In order to seperate the combustion and xnexpansion processes, characteristic velocity and the nozzle thrust coefficient are used. As mentioned before kerosene and air are chosen for providing thrust. So it is very important to know the combustion mechanism between air and kerosene. In the sixth chapter the chemical reaction between air and kerosene is investigated and adiabatic flame temperatures for different air excess ratios are calculated. In the seventh chapter characteristic parameters are used in order to make an optimum rocket motor design. Our optimization depends on the chamber pressures and adiabatic flame temperatures obtained from the chemical reaction between air and kerosene. Our calculations are made by using the dimensions of a rocket motor which was used in automotive engineering laboratories. So the parameters affecting on the rocket motor design are investigated by comparing the experimental results obtained from that engine with the calculations we made for our air breathing rocket engine. We made calculations for both stoichiometric and lean combustion reactions. Its observed that the changes in the air excess ratio leads us to different optimization values. İn the seventh chapter, exhaust gas velocities, mass flow rates of fuel and oxidizer and combustion chamber dimensions are calculated for different air excess ratios to obtain thrust to move the vehicle at a desired constant speed. After calculating this values it is intended to design an appropriate injection system for the air breathing rocket engine studied in this thesis. In the last chapter injectors for rocket engines are described. While designing an injector system which can be used in our study, we examined a Ph.D study which was made in Automotive Engineering department in 1 967. We made our air breathing injector system model similar to that study. As the combustion of mixture depends on the velocities of kerosene and air, several investigations are made for different velocites to make an optimum injector system design which is suitable for our system. As a conclusion or aim in this study can be stated as follows; 1. To calculate the thrust of the rocket engine by using the equations of total resistance forces acting on a vehicle which is moving with a constant speed value. 2. To calculate dimensions for the combustion chamber, the nozzle, and the injector system for the air breathing rocket engine system designed for the desired thrust calculated by resistance forces. 3. To investigate the performance of air breathing rocket engine for different air axcess ratios and combusiton chamber pressures, by using characteristic paramters; specific impulse, characteristic velocity and nozzle thrust coefficient. 4. To optimize an appropriate injector system for this air breathing rocket engine by investigating the parameters which affect the injector system dimensions. xui
Benzer Tezler
- Design and optimization of two stage launch vehicles with the same liquid propellant rocket engines in both stages
Aynı sıvı yakıtlı roket motorlarını her iki kademesinde de kullanan fırlatma araçlarının tasarım ve optimizasyonu
KUBİLAY ÖZÇELİK
Yüksek Lisans
İngilizce
2022
Savunma ve Savunma Teknolojileriİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ALİM RÜSTEM ASLAN
- Jeotermal enerji ve hava kaynaklı ısı pompası ile üç katlı bir villanın ısıtılmasının karşılaştırılması
Comparison geothermal energy and air source heat pump heating of a three-story villa
ASMA NADAF
Yüksek Lisans
Türkçe
2019
EnerjiBursa Uludağ ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. RECEP YAMANKARADENİZ
- 150 MWe kurulu güçteki düşük kaliteli linyitle çalışan bir termik santral için buhar kazanı tasarımı
Steam boiler design for a thermal power plant operating with low grade lignite at 150 MWe capacity
MURAT ÇÜRÜKSULU
- Bantlı konveyörler için temizleyici bir sistem tasarımı ve imalatı
Design and manufacturing of a cleaning system for belt conveyors
HACI ÖMER ARI
Yüksek Lisans
Türkçe
2015
Makine MühendisliğiMersin ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. ONUR GÜVEN
- Design and fabrication of pneumatic arm using artificial muscles
Yapay kaslar kullanılarak pnömatik kol tasarımı ve üretimi
MOHAMMED NAJM ABDULLAH DALAALI
Yüksek Lisans
İngilizce
2023
BiyomühendislikKarabük ÜniversitesiBiyomedikal Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. DAVER ALİ