Geri Dön

Üst kademe sıvı yakıtlı roket motoru için kavramsal itki odası tasarımı

Conceptual trust chamber design for upper stage liquid rocket engine

  1. Tez No: 438128
  2. Yazar: SEYFETTİN TÜRK
  3. Danışmanlar: PROF. DR. MUSTAFA CAVCAR
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Havacılık Mühendisliği, Aeronautical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2016
  8. Dil: Türkçe
  9. Üniversite: Anadolu Üniversitesi
  10. Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Uçak Gövde Motor Bakım Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
  13. Sayfa Sayısı: 94

Özet

Bu çalışmada, 2 kN itki üretebilecek üst kademe sıvı yakıtlı roket motoru için yakıt, yakıt karışım oranı, itki odası geometrisi ve itki odası malzemesi kavramsal olarak belirlenmiştir. N2O4 oksitleyici, N2H4 yakıt olarak seçilmiştir. RPA (Rocket Propulsion Analysis) programında performans kriterleri göz önünde bulundurularak yapılan analizlerde ideal yakıt karışım oranı 1.4, yanma odası basıncı 1 MPa olarak belirlenmiştir. İtki odası lülesi için % 80 parabolik çan şekilli lüle belirlenmiş, malzeme olarak karbon-seramikten olan DLR silca SF kompozit malzemesi seçilmiştir. Yapılan analizler sonucunda vakum ortamında spesifik impulsı (Is) 338.7 s, itki katsayısı (CF) 2.0018, karakteristik hızı (c*) 1659.26 m/s, efektif çıkış hızı ise 3321.55 m/s olarak hesaplanmıştır.

Özet (Çeviri)

In this study, fuel, fuel mixture ratio (O/F), thrust chamber geometry and thrust chamber materials were conceptually determined for upper stage liquid rocket engine which can produce 2 kN thrust. N2O4 was selected as oxidizer and N2H4 was selected fuel. Considering performance criteria, 1.4 ideal fuel mixture ratio and 1 MPa combustion chamber pressure was specified by RPA (Rocket Propulsion Analysis) program analyzes. % 80 prabolic bell nozzle was designated as nozzle shape and DLR silca SF which is carbon-ceramic composite was selected as thrust chamber material. As a result of analyzes, specific impuls (Is) 338.7 s in the vacum, thrust coefficient (CF) 2.0018, characteristic velocity (c*) 1659.26 m/s and effective exhaust velocity 3321.55 m/s were calculated.

Benzer Tezler

  1. Performance enhancing additives for hybrid rockets

    Hibrit roketler için performans arttırıcı katkı malzemeleri

    HAKKI KARAKAŞ

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2023

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İBRAHİM OZKOL

    DOÇ. DR. MUSTAFA ARİF KARABEYOĞLU

  2. Development of electric-driven cryogenic pump for upper stage hybrid rockets

    Yüksek kademe karma roketler için elektrik tahrikli kriyojenik pompa geliştirmesi

    KAAN GEGEOĞLU

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2020

    Makine MühendisliğiKoç Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. MUSTAFA ARİF KARABEYOĞLU

  3. Farklı sıvı-buhar denge modellerinde destilasyon kolanlarının iç ve dış tasarımı

    Başlık çevirisi yok

    ZEHRA ÖZÇELİK

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    1988

    Kimya MühendisliğiEge Üniversitesi

    Kimya Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. BENO KURYEL

  4. Metanol su karışımı için çok kademeli destilasyon kolonunun dinamiği ve kararlılığı

    Başlık çevirisi yok

    TULU TÖRER

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    1988

    Kimya MühendisliğiHacettepe Üniversitesi

    Kimya Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. ABDURRAHMAN TANYOLAÇ