Development of an iterative method for liquid-propellant combustion chamber instability analysis
Sıvı yakıtlı roket motorlarında yanma kararsızlığı analizi için yinelemeli bir numerik yöntem geliştirilmesi
- Tez No: 285712
- Danışmanlar: PROF. DR. YUSUF ÖZYÖRÜK
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Havacılık Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2010
- Dil: İngilizce
- Üniversite: Orta Doğu Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: 74
Özet
Yanma kararsızlığı ve kontrolü, sıvı ve katı yakıtlı roket motorları tasarımında karşılaşılabilen önemli mühendislik problemlerindendir. Ortamdaki basınç dalgalanmalarıyla yakıtın yanmasından elde edilen ısı enerjisinin birbirini beslemesiyle ortaya çıkar. Bu çalışmada sıvı yakıtlı roket motoru yanma odası kararsızlığı probleminin doğrusal analizini gerçekleştirmek maksadıyla geliştirilmekte olan bir sayısal yöntem anlatılmakta ve basit iki örnek probleme uygulaması sunulmaktadır. Sayısal analiz, ilk aşamada kapalı olduğu varsayılan yanma odasının akustik yapısını belirleyen Helmholtz denkleminin 2 boyutlu sonlu hacimlerle ayrıştırılması sonucu ortaya çıkan doğrusal denklem takımının özgün değerlerinin ve karşılık gelen akustik mod yapılarının ARPACK yazılımı yardımıyla elde edilmesi ile başlar. İzleyen aşamada elde edilen akustik modların ve karşılık gelen dalga numaralarının, gerçek ortamdaki ısı kaynağı ve diğer fiziksel şartlardan kaynaklı etkileşimler ile nasıl değiştiğinin tespiti yapılır. Bunun için karmaşık geometriler için uygulaması nispeten daha kolay olan ve bu yüzden yaygın kullanım bulan Culick'in yinelemeli doğrusal büyüme hızı analizi yöntemi kullanılmaktadır. Geliştirilen bilgisayar programı, ilk aşamada Rijke tüpü problemine uygulanmış ve sonuçlar beklenen doğrultuda çıkmıştır. Sonuçlar göstermektedir ki mod şekli sonuçlarının güvenilirliği bilinmemekle birlikte, dalga numarasının sanal kısmı modun kararsızlığını belirlemede pekala kullanılabilir. Hazırlanmış olan bu yöntem, sıvı yakıtlı bir roket motor tasarımının ilk aşamalarında kararsızlıkların ortaya çıkma koşullarını belirlemede hızlı bir araç olarak kullanılabilir.
Özet (Çeviri)
Controlling unsteady combustion induced gas flow fluctuations and the resultant motor vibrations is a very significant step in rocket motor design. It occurs when the unsteady heat release due to combustion happens to feed the acoustic oscillations of the closed duct forming a feed-back system. The resultant vibrations concerned may even lead to total failure of the rocket system unless analysed and tested thoroughly. This thesis aims developing a linear numerical analysis method for the growth rate of instabilities and possible mode shape of a liquid-propelled chamber geometry. In particular, A 3-D Helmholtz code, utilizing Culicks spatial averaging linear iterative method, is developed to find the form of deformed mode shapes iteratively to obtain possible effects of heat source and impedance boundary conditions. The natural mode shape phase is solved through finite volume discretization and the open-source eigenvalue extractor, ARPACK, and its parallel implementation PARPACK. The iterative method is particularly used for analyzing the geometries with complex shapes and essentially for disturbances of small magnitudes to natural mode shapes. The developed tools are tested via two simple cases, a duct with inactive flame and a Rijke tube, used as validation cases for the code particularly with only boundary contribution and heat contribution respectively. A sample 2-D and 3-D liquid-propelled combustion chamber is also analysed with heat sources. After comparing with the expected values, it is eventually proved that the method should be only used for determining the modes instability analysis, as to whether it keeps vibrating or decays. The methodology described can be used as a preliminary design tool for the design of liquid-propellant rocket engine combustors, rapidly revealing only the onset of instabilities.
Benzer Tezler
- Sıvı yakıtlı turbopompa beslemeli roket motoru tasarım aracı geliştirme
Liquid propellant rocket engine turbopump design tool
BARAN DENİZ
Yüksek Lisans
Türkçe
2024
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ERKAN AYDER
- Çok disiplinli yaklaşımla katı yakıtlı roket motoru yapısal dayanım ve iç balistik performans optimizasyonu
A multidisciplinary approach in optimization of a solid rocket motor for structural strength and internal ballistic performance
CEYHUN TOLA
Doktora
Türkçe
2017
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MELİKE NİKBAY
- 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
- Turbopompa beslemeli sıvı yakıtlı roket motorları için kriyojenik pompa tasarım ve çark optimizasyon aracı oluşturulması
Development of cryogenic pump design and impeller optimization tool for turbopump-fed liquid propellant rocket engines
MUHAMMED BATUHAN KÖROĞLU
Yüksek Lisans
Türkçe
2023
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. SEYHAN ONBAŞIOĞLU
- High temperature driven optimization of a hybrid rocket graphite nozzle design
Hibrit roket nozul tasarımının yüksek sıcaklık dayalı optimizasyonu
ŞULE ÖZTÜRK
Yüksek Lisans
İngilizce
2024
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. İBRAHİM ÖZKOL