Preliminary design tool for hybrid rocket engine powered leo nanosat launch vehicle and its application
Hibrit roket motor itkili leo nano-uydu fırlatma aracı öncül tasarım programı ve uygulaması
- Tez No: 612673
- Danışmanlar: PROF. DR. ALİM RÜSTEM ASLAN
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aircraft Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2019
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 182
Özet
Fırlatma Aracı teknolojisi birçok ulus için uzaya özgürce ulaşabilmek adına kritik teknolojilerdir. Uzay, dünya üzerinde birçok ülke için yeni yarış ve savunma alanıdır. Soğuk savaşın başlangıcından itibaren fırlatma araçları daha çok askeri ve gözlem amaçlı uyduların fırlatılması için kullanılmıştır. Ayrıca daha çok devlet amaçlı kullanılmış ve bilim için limitli sayıda kullanılmışlardır. Bahsi geçen dönemde Roket ve uydu teknolojileri geliştirme maliyetleri çok yüksek düzeydedir ve bu durum bu teknolojilerin geliştirilmelerinin kontrolünün daha çok devlette olmasına sebebiyet vermiştir. Fakat günümüzde bu alanlardaki geliştirme maliyetlerindeki azalma ve bu sistemleri daha küçük yapabilme yetilerinin oluşması ile birlikte birçok üniversite ve bu üniversitilerin öğrencileri kendi roket ve uydu sistemlerini geliştirmeye yönelmiştir. Bahsi geçen küçük uydular nano ve mikro uydular olarak adlandırılmaktadır hatta bu uydular sayesinde üniversieteler için geniş bir araştırma alanı oluşmuştur. Uzay teknolojilerine bakıldığı zaman, fırlatma araçları dönemin ihtiyaçlarına bağlı olarak tasarlanmış ve inşa edilmiştir. Günümüzde, nano ve mikro uydularının sahip olduğu artış trendi göstermektedir ki bu uyduların da fırlatma taleplerini karşılayabilmek için yeni sistemlerin tasarlanması gerekmektedir. Bu teknolojik alan şu an tüm dünya için yenidir“Nano-Mikro Uydu Fırlatma Araçları Teknolojileri”. Bu Türkiye için dünyadaki teknoloji trendini yakalamak adına büyük bir fırsattır. Tüm bunlar göz önünde bulundurularak, bu çalışma kapsamında hibrit roket motorlu nano- mikro uydu fırlatma araçlarının kavramsal tasarımını gerçekleyen bir programın kodlanmasına karar verilmiştir. Bu programın doğrulama çalışmaları da yine bu tez kapsamında gerçekleştirilmiştir. Çalışma sonunda bu program ile öncül görev gereksinimlerini analiz etmek amacıyla, hibrit roket motorlu bir fırlatma aracı sistemi tasarlanmıştır. Nano-Uydu Fırlatma aracının kavramsal gösterimi ve bu gösterime uygun hibrit roket motorunun tasarımı, bu programın ana çıktılarıdır. Program kapsamında bazı kullanıcı tanımlı parametereler girilmektedir. Bunlar, fırlatma aracı çapı, boyu ve mümkün olabilen en yüksek anlık itki değeridir. Program önce bu kısıtlara ve görev tanımına göre uygulanabilir bir tasarımın mümkün olup olmadığını tayin etmektedir. Eğer uygulanabilir bir tasarım mümkünse, program fırlatma aracını ve onun motorunu tasarlamaya başlar. Bu çerçevede, kodlar MATLAB ortamında yazılmıştır. Kod uygun fırlatma aracının öncül tasarımını bulmak için birbirini besleyen 6 modülden oluşmaktadır. Bu modüller, sondan başa olacak şekilde sıralanmıştır; Yörünge Modülü, Malzeme Seçimi Modülü, Fırlatma Aracı Geometri ve Kütle Modülü, İtki Ssistemleri Modülü, Kademelendirme Modülü ve Hız Değişimi modülü. Bu modüllerin ana amacı belirtildiği gibi bir fırlatma aracının kavramsal tasarımını oluşturmaktır. Literatürde, bu tarz simülasyon kodları yörünge optimizasyonu üzerine kurgulanmıştır. Bu çalışmalarda, ana amaç istenilen görev kısıtlarını gerçekleyebilmek için belli bir motor tasarımı kullanarak yörüngenin optimizasyonunun gerçekleştirilmesidir. Bu çalışmalardan farklı olarak, şu an anlatılan çalışmada istenilen görev kısıtlarını gerçekleyebilmek için odak alan motorun tasarımı ve optimizasyonudur. Bu çalışma kapsamında yörünge modülü sadece istenilen görev kısıtlarının gerçeklenebilip gerçeklenemediğini kontrol etmek için kullanılmıştır. Ayrıca bir itki sistemi tasarımı kodu kavramsal tasarım koduna entegre edilmiştir. Böylece, eğer tasarlanan araç hedeflenen irtifa ve yörüngeye ulaşamazsa, kavramsal tasarım aracı motorun belli özelliklerini geliştirmek amacıyla itki sistemi tasarım aracını çağırır. Bu özellikler; yanma süresi, anlık itki değeri, yakıt miktarları ve eğer gerekirse tüm sistemdir. Sonrasında kavramsal tasarım aracı tüm sistemi tekrar tasarlar. Bu iteratif süreç uygun fırlatma aracının tasarımının bulunmasıyla beraber sonlanır. Kavramsal tasarım programının algoritması öncelikle itki sistemi tasarım programını çalıştırmakla başlar. İtki sistemi tasarım programında yakıcı-yanıcı yakıt çiftinin performans parameterelerinin hesaplanması gerçekleştirilir ve bu performans parametreleri yukarıda belirtilmiş olan kavramsal tasarım programının alt modüllerini besler. Bu kapsamda itki sistemi tasarım programı belirlenmiş olan yakıcı – yanıcı çifti için en yüksek özgül itki değerinin elde edildiği karışım oranını bulur. Bu değeri bulurken yanma odası sıcaklığı gibi motorun belli başlı özelliklerini hesaplar. Bu hesaplamalar kapsamında yanma odasında gerçekleşen tepkimeleri tepkime kinematiği kapsamında analiz edrek yanma sonucu oluşan ürünleri ve mol sayılarını belirler. Sonrasında yanma odası sıcaklığı ve buna bağlı tüm motor performans parametreleri hesaplanır. Burada çözüm için Gibbs Enerji Enazaltması yöntemi kullanılmaktadır. Sonrasında program ilk modülü olan hız değişim modülünü çalıştırır. Bu modül gerekli hız değişimini bulabilmek için öncelikle hedeflenen irtifadaki dairesel bir yörüngede gerekli olan hızı hesaplar sonrasında bütün sürüklenme, yerçekimi ve itki kayıplarını dahil ederek bir marjin içerisinde toplam gerekli hız değişimini bulur. Bu hesaplamayı yaparken Tsiolkovsky'nin roket denklemini baz alır. Gerekli olan hız değişimi belirlendikten sonar bu değer ve itki sistemi tasarımı programından elde edilen motor performans verileri kullanılarak kademelendirme modülü aracılığı ile kademeler arası en optimum kütle dağılımı hesaplanır. Bu hesaplama yapılırken yapısal kütle oranı için ilksel bir değer atanır. Kademeler arası kütle dağılımı belirlendikten sonra uygun itki değerleri belirlenerek itki sisteminin boyutlandırılması ve tasarımı gerçekleştirilir. Bu aşamada itki sistemi modülü kullanılır. Ardından 4. ve 5. adımlar olarak, belli komponentler için malzeme tercihleri gerçekleştirilerek bütün fırlatma aracının kütlelendirilmesi yapılır. Bu aşamadan sonra final yapısal kütle oranları her kademe için hesaplanır ve ilksel olarak atanan değerler ile karşılaştırılır. Eğer bu karşılaştırmada değerler birbrine yeteri kadar yakın değilse, değerler birbirine yakınsayana kadar program iteratif bir süreç başlatır. Bu iteratif sürecin tamamlanması ile birlikte bütün fırlatma aracının tasarımı tamamlanmış olur. Bütün tasarım verileri yörünge modülüne simülasyon için aktarılır. Yörünge modülü 2 boyutlu bir analiz gerçekleştimektedir. Bu analizleri gerçekleştirebilmek için 3 serbestlik derecesinde harelet denklemleri kullanmaktadır. Bütün kod yazıldıktan sonra çalışırlığının kontrolü için benzer sistemlerin dataları ile karşılaştırılması gerekmektedir. Bu doğrulama çalışması öncelikli olarak itki sistemi tasarım programı için gerçekleştirilmiştir. Bu kapsamda öncelikli olarak NASA tarafından geliştirilmiş olan CEA programının sonuçları ile programın sonuçları karşılaştırılmıştır. Bu karşılaştırma farklı yanıcı – yakıcı çifti karışım oranları için hesaplanan özgül itki değerleri için yapılmıştır. Elde edilen veriler grafik haline getirilerek üst üste getirilmiş ve birbirine olan yakınsamaları değerlendirilmiştir. Aradaki farklılıkların sebepleri yorumlanmıştır. Sonrasında aynı program aracılığı ile elde edilen itki zaman grafiği PARS Roket Grubu tarafından çalışmanın yazarı ile birlikte geliştirilen labaratuvar skalasındaki bir hibrit roket motorunun sıcak akış denemesi sonucu ile karşılaştırılmıştır. Bu sıcak akış denemesindeki kütle debisi gibi real datalar programa aktarılarak bir itki zaman grafiği oluşturulmuş ve grafik test sonucu elde edilen grafikle karşılaştırılarak sonuçları değerlendirilmiştir. Bu çalışmanın akabinde kavramsal tasarım programının kütlelendirme ve yörünge modüllerinin validasyonu gerçekleştirilmiştir. Kütlelendirme modülünün doğrulama çalışması için literatürden bir hibrit roket motorlu nano-uydu fırlatma aracı çalışmasındaki değerler baz alınarak program kapsamında benzer tasarım elde edilip edilmediği ve değerlerin elde edildiği çalışmadaki tasarlanmış olan fırlatma aracının kütle değerlerine ne kadar yakınsandığı değerlendirilmiştir. Aynı zamanda bir katı yakıtlı fırlatma aracı olarak Minotaur da bu doğrulama çalışması kapsamında değerlendirilmiş ve elde edilen sonuçlar Minotaur'un Kullanıcı Manual'indeki verilerle karşılaştırılmıştır. İki doğrulama çalışmasının sonuçları arasındaki farklar değerlendirilerek nedenleri açıklanmıştır. Yörünge modülü doğrulama çalışmaları kapsamında VEGA LV baz alınmıştır. Bu fırlatma araçları kontrollü yörünge tasarımlarına sahip oldukları için belli başlı bazı farklıklıklar gözlemlenmiştir.Ancak yapılan doğrulama çalışması kapsamında bu farklılıklar gözardı edilerek değerlendirmeler gerçekleştirilmiş ve böylece modülün kendi şartları kapsamında ne kadar yakınsayabildiği değerlendirilmiştir. Yörünge Modülünün de doğrulaması gerçekleştirildikten sonra son olarak program ile 60 kg faydalı yükü 300 km irtifaya taşıyabilecek olan bir fırlatma aracının tasarımı yapılmıştır.
Özet (Çeviri)
Launch Vehicle technology is a critical technology for many of nations to reach space freely. Space is new“racing”and“defense”area for the most of the countries on the earth. Launch Vehicles were used to transport the military and observational satellites from the beginning of the cold war. They were used mainly for governmental purposes and limitedly for science. Rocket and satellite technologies were extremely expensive to develop in that era, hence these technologies were under the control of governments. However nowadays, decreasing on the development cost on satellite and rocket technologies and ability to scale them to smaller size with the same mission requirements lead many universities and their students to develop rocket and satellites on their own. These small satellites are called as nano and micro satellites, moreover they create a wide range of experimental researches for universities. When the space history is analyzed, a variety of launch vehicles systems are developed according to mission requirements. Today, according to trend of the nano – micro satellites, there should be new launch vehicle systems to meet with the nano- micro satellite developers demands. This technological area is new for the world.“Nano – Micro Satellite Launch Vehicle Technology area”. This is great opportunity to catch world's technological trend on this area for Turkey. As a result of this situation, a conceptual design tool is developed and verified for hybrid rocket engine powered nanosatellite launch vehicles according to purpose of this study. At the end of this study, a hybrid rocket launch vehicle system (PANUFA) is designed for preliminary mission analysis with this tool. A conceptual layout of nanosatellite launch vehicle and its hybrid rocket engine are the main outputs of this tool. There are some user defined limitations such as diameter, length and maximum available instantaneous thrust. According to these limitations and the mission requirements, tool is firstly checking the whether a feasible design is possible. If a feasible design is possible, tool starts to design the launch vehicle and its required hybrid motor. In this frame, a code has been written in MATLAB. This code consists of 6 modules which are feeding each other to find the preliminary design of the launch vehicle which is meeting with the user limitations. These modules are listed from last module to first one: Trajectory Module, Material Selection, LV Geometry - Mass Model, Propulsion System Module, Staging Module, ΔV Module. These modules are mainly for creating a conceptual design of nanosatellite launch vehicles. In literature, these type of simulation codes are based on the optimization of the trajectories. In these studies, the main objective is optimizing the trajectory to achieve mission targets using a certain motor specifications. Unlike to these studies, the current study is focusing on designing and optimizing the propulsion system to achieve the mission targets. The trajectory module is just used for checking whether the vehicle design is reaching to targets and additionally a propulsion system design tool is integrated to this conceptual design tool. Thus, if the designed vehicle is not capable to reach the targeted mission orbit, the conceptual design tool is calling the propulsion system design tool to improve the motor specifications which are burn time, instantaneous thrust ,propellant amounts and if required complete system. Then conceptual design tool redesign the launch vehicle. This iteration process is ending with the proper launch vehicle and motor design. The algorithm of the tool start with firstly the propulsion system design tool which is creating the performance parameters of the propellant combination and these parameters are feeding the conceptual design tool modules. Secondly, according to the mission requirements, the required velocity change is calculated with ΔV Module via employing the Tsiolkovsky's Rocket Equation then the staging optimization module runs to find the optimum mass distribution along the stages according to initial structural mass ratios. In this module, the performance parameters of the propulsion system design tool is used. The next step is defining the propulsion system requirements of the launch vehicle then sizing the motor according to these requirements. This step is realizing by the propulsion system module. The fourth step is mass determination of each system according to material selection of the user then the recalculating the structural mass ratios for each stages. If the initial and final structural mass ratios are not close enough to each other, tool iterates this procedure till these initial and final ratios converge to each other. Finalization of these fourth and fifth steps mean that the launch vehicle conceptual design is created. All these design information is transferred to trajectory module to simulate the design trajectory of the vehicle. The whole algorithm of the tool can summarized as above. The validation of the mass and trajectory modules are realized via comparing with the VEGA Rocket information. Finally a hybrid rocket nanosatellite launch vehicle is designed to carry a 60 kg payload to 300 km altitude.
Benzer Tezler
- Optimal external configuration design of missiles
Füzelerin dış geometrik konfigürasyonlarının eniyilenmesi
ÇAĞATAY TANIL
Yüksek Lisans
İngilizce
2009
Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. GÖKMEN MAHMUTYAZICIOĞLU
PROF. DR. BÜLENT EMRE PLATİN
- Natural ventilation of high-rise buildings a methodology for planning with different analysis tools and case-study integration
Çok katlı binalarda doğal havalandırma farklı analiz araçları ve örnek alan entegrasyonu ile planlama için bir yöntem
TOBIAS SCHULZE
Doktora
İngilizce
2015
Enerjiİstanbul Teknik ÜniversitesiMimarlık Ana Bilim Dalı
Prof. Dr. AYŞE ZERRİN YILMAZ
PROF. DR. MARCO PERINO
- Kayıcı teknelerde denizciliğin sayısal olarak incelenmesi
Numerical investigation of the seakeeping of the planing hulls
EMRE KAHRAMANOĞLU
Doktora
Türkçe
2021
Gemi MühendisliğiYıldız Teknik ÜniversitesiGemi İnşaatı ve Gemi Makineleri Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. HÜSEYİN YILMAZ
- Ekstrüzyona dayalı yapımda yeniden yapılandırma süreçleri için kavramsal bir çerçeve
A conceptual framework for the reconfiguration processes in extrusion-based making
HÜLYA ORAL KARAKOÇ
Doktora
Türkçe
2021
Mimarlıkİstanbul Teknik ÜniversitesiBilişim Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MERYEM BİRGÜL ÇOLAKOĞLU
- Temel tasarım eğitiminde bilgisayar oyunu tabanlı bir model
Computer game based model in basic design education
EMİRHAN COŞKUN