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
- Tez No: 714559
- Danışmanlar: PROF. DR. ALİM RÜSTEM ASLAN
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Savunma ve Savunma Teknolojileri, Defense and Defense Technologies
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2022
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 151
Özet
Uzay keşifleri insanlığın teknolojik gelişimi için bir lokomotif görevi görmektedir. Uzay ile ilgili bilimsel araştırmalar ve pratik uygulamalar yaparken, birçok yeni teknoloji geliştirilmektedir. Yörüngeye faydalı yük yerleştirebilmek çok disiplinli, zor ve kompleks bir problemdir. Yörüngeye yerleşmek için gerekli olan yüksek hızı sağlamak için fırlatma araçlarının, çok yüksek yakıt kütle oranlarına ve yüksek performanslı iticilere ihtiyacı vardır. Bu zorlu performans limitlerine ulaşmak, yüksek teknoloji, pahalı imalat yöntemleri ve pahalı malzemelerle sağlanabilmektedir. Düşük kütledeki faydalı yükleri bile yörüngeye yerleştirebilmek için tonlarca ağırlıktaki araçlarda tonlarca yakıt harcanmaktadır. Bununla beraber fırlatma araçlarının çoğu tek kullanımlık olduğu için tonlarca ağırlığındaki araç görevi tamamlandıktan sonra kullanılamaz hale gelmektedir. Bu sebeplerden dolayı yörüngeye faydalı yük yerleştirebilmek oldukça pahalıdır. Son yıllarda özel şirketler de fırlatma aracı sektörüne girmeye başlamıştır. Bu şirketler uzaya faydalı yük yerleştirme işinden para kazanabilmek için düşük maliyetli araçlar geliştirerek, düşük fiyatlarla rekabetçi tasarım anlayışını benimsemişlerdir. Maliyetleri düşürebilmek için tek bir roket motoru tasarlayarak aracın tüm kademelerinde kullanarak, geliştirme ve üretim maliyetlerini en düşük seviyede tutmaya çalışmışlardır. Çoğu özel fırlatma şirketi tek bir motor tasarlayarak 1'inci kademesinde çoklanmış deniz seviyesi lüleli motor kullanırken, aynı motoru ikinci kademesinde bir tane olacak şekilde vakum optimize lüle ile birlikte kullanmaktadır. Böylece fırlatma aracının geliştirme ve üretim maliyetlerini düşürürken sistem karmaşıklığından da kaçınmış olurlar. Ayrıca bu tarz fırlatma araçlarında son zamanlardaki trend tekrar kullanılabilir birinci kademe geliştirmektir. Böylelikle fırlatma aracının maliyetini düşürerek fırlatma marketinde daha rekabetçi bir pozisyona gelmeyi hedeflemektedirler. Bu yaklaşımı uygulayanlar olarak SpaceX, RocketLab USA, ABL Aerospace ve Relativity Space firmaları sayılabilir. Bu tezde, yörüngeye iki kademe fırlatma aracı konseptiyle ilk kademesinde ve ikinci kademesinde aynı sıvı yakıtlı roket motoru kullanan fırlatma sistemlerinin konsept tasarımı ve optimizasyonuna yardımcı olacak bir yazılım geliştirmektir. Birinci kademede deniz seviyesine optimize edilmiş lüleye sahip birden çok motor kullanırken, ikinci kademesinde bir adet vakum seviyesi optimize edilmiş lüleye sahip aynı sıvı yakıtlı roket motoruna sahip sıvı yakıtlı fırlatma araçları için jenerik bir tasarım aracı oluşturulmuştur. Bu araç farklı yakıt çiftleri ve sıvı yakıtlı roket motoru çevrimleri için tasarım yapabilmektedir. Çalışma kapsamında birinci kademe için farklı motor sayılarının etkileri, farklı yakıt çiftlerinin araç üzerinde etkileri ve farklı kalkış T/W oranları ile delta V'lerin fırlatma araçları üzerinde olan etkileri incelenmiştir. Çoğu fırlatma aracı tasarım metodu kademelerin kütlelerini ve performansını varsayarak veya basit korelasyonlar kullanarak aracın kütle dağılımını bulmaya çalışmaktadır. Ardından bu kütle değerleri için basitçe itki değerleri belirleyerek araç tasarımını gerçekleştirmektedirler. Bu tez kapsamında fırlatma araçları detaylı kademe tasarım araçları kullanılarak tasarlanmaktadır. Sıvı yakıtlı roket motorunun, tankların ve basınçlandırma sisteminin detaylı bir şekilde tasarlandığı bu yöntemle geleneksel yöntemin gerektirdiği iteratif süreç büyük ölçüde azaltılmaktadır. Kademe tasarım aracı birinci kademe tasarımını yaptıktan sonra aynı motoru kullanarak vakum optimize lüle performansını hesaplar ve ikinci kademe tasarımı bu motor üzerine gerçekleştirilir. Ancak kademelerin uygun bir şekilde tasarlanabilmesi için fırlatma aracı üzerinde oluşacak yüklerin ve ivmelenmelerin önceden hesaplanması gerekmektedir. Kütleler bilinmeden yükler de hesaplanamayacağı için çeşitli tahmini hesaplar ve korelasyonlarla yükler öngörülerek kademeler tasarlanmaktadır. Tahmin ve tasarlanan araç arasında bulunan farklar optimizasyon süreci içerisinde iteratif bir şekilde giderilmektedir. Kademe tasarım aracı bir optimizasyon aracına bağlanarak ve fırlatma aracı tasarımı için gerekecek ek kodlarla birleştirilerek bu tez içi gerekecek fırlatma aracı tasarım kodunu oluşturulmuştur. Fırlatma aracı tasarımı kompleks çok disiplinli ve çoklu hedefli bir problemdir. Hızlı bir tasarım süreci için en önemli parametreler faydalı yük kapasitesi, delta V kapasitesi ve kalkış itki ağırlık oranı olarak belirlenmiştir. Faydalı yük kapasitesi ve delta V kapasitesi daha çok fırlatma aracının ağırlığını ve boyutlarını belirlemektedir. Bunun yanında kalkış itki ağırlık oranı aracın yörünge uçuş profilini ve performansını daha çok etkilemektedir. Optimizasyon algoritması girilen faydalı yük kapasitesine göre delta V ve kalkış itki ağırlık oranını en az hatayla tutturan en hafif fırlatma aracını tasarlamaya çalışmaktadır. Fırlatma aracı tasarımı çok disiplinli ve çok objektifli bir problemdir. Birçok alt sistem tasarımı bir arada yapılarak kritik çıktı objektiflerinin optimizasyon algoritması aracılığı ile ayarlanabiliyor olması gerekmektedir. Çok fazla alt sistem bir arada tasarlanmaya çalışıldığı için gradyen temelli çalışan klasik optimizasyon yöntemleri bu problemlere uymamaktadır. Çözüm yönteminde çok fazla süreksizlik olması ve farklı durumlar için alt sistemlerin hata verebilmesinden dolayı bu tarz problemlere stokastik optimizasyon metotları daha uygun olmaktadır. Stokastik algoritmalar arasında en popülerleri Evrimsel, parçacıklı sürü, rastgele tepe tırmanma ve simüle edilmiş tavlama gibi algoritmalardır. Bu tez kapsamında evrimsel optimizasyon algoritmaların altında bulunan genetik algoritma kullanılmıştır. Bu algoritmanın temel amacı fırlatma aracının kalkış T/W oranı ve delta V'sini girdi objektifi olarak en düşük hatayla tutturmaya çalışırken, fırlatma aracının kalkış kütlesini de minimize etmeye çalışmaktır. Fırlatma aracının en önemli görevlerinden birisi de faydalı yüke yerleşeceği yörünge için gerekli olacak yatay hızı ve yüksekliği kazandırmaktır. Bunu sağlamak için en önemli parametre fırlatma aracının delta V kapasitesidir. Ancak bu parametrenin belirlenmesi yörünge uçuşundaki oluşacak hız kayıplarına da bağlı olduğundan dolayı uçuş simülasyonu yapılmadan belirlenmesi zordur. Ayrıca uçuş performansı fırlatma aracının da tasarımına bağlı olduğundan dolayı yörünge simülasyon ve optimizasyonlarının fırlatma aracı tasarımı ile iteratif olarak yapılması gerekmektedir. Bu tez kapsamında yörünge optimizasyonu ile birlikte fırlatma aracı optimizasyon yapmak çok zor olacağı için fırlatma araçlarının tasarımı için düşük dünya yörüngesi araçlarında kullanılan jenerik delta V'ler kullanılmıştır. Ancak delta V sağlansa dahi hesaba katılmayan farklı kısıtlardan dolayı aracın uçuş performansı yörüngeye yerleşmeye yetmiyor olabileceğinden dolayı fırlatma araçları bir yörünge simülatörü ile yörüngeye yerleştirilerek doğrulanmıştır. Bunu yapabilmek için MATLAB tabanlı bir fırlatma yörüngesi simülasyon aracı hazırlanmıştır. Bu yörünge simülatöründe Dünyanın dönüşü, atmosferik sürüklenme etkileri, jenerik fırlatma aracı manevraları ve uçuş boyunca yerçekimi dönüşü modellenmiştir. Böylece fırlatma araçlarının fırlatma konumları ve fırlatma yönleri belirlenerek çeşitli manevra parametrelerine göre uçuş simülasyonları gerçekleştirilmektedir.
Özet (Çeviri)
Space exploration is an important technological catalyst for humanity. While researching space and its practical uses, it accelerates the development of new technologies. Reaching orbit is a difficult and complex problem. To get the speed required to stay in orbit, launch vehicles need to have very high propellant mass fraction ratios and high performing propulsion systems. Reaching the performance limits to reach orbit needs high technology and expensive materials to be used. Because of this it is very expensive to put payload into orbit. In the recent years private space companies are entering to the launch vehicle market. These privately funded companies try to drop the prices to be able to compete with existing launch service companies to insert payloads into orbit. To do so they try to reuse the same liquid rocket engines in all stages to drop the development and manufacturing costs. Most of the private launch vehicle companies are designing only one rocket engine and are using them in their 1st and 2nd stages. While the 1st stage engines are bundled together using engines that have sea level optimized nozzle. The same engine is used in the 2nd stage with a vacuum optimized nozzle. Doing so, they reduce the development costs, complexity and manufacturing costs of their launch vehicle. Also the new trend is to design the launch vehicle as reusable as possible. This allows for cost reductions that make the launch vehicle more competitive in the market. Some companies that use this approach are SpaceX, RocketLab USA and Relativity Space. In this thesis, a launch vehicle optimization tool is developed specifically for two stage to orbit vehicles that use the same liquid propellant rocket engines for all stages with only minor modifications. In the 1st stage many sea level optimized engines are bundled together and in the 2nd stage a single vacuum optimized engine is used. It can design launch vehicles for different propellant combinations and liquid rocket engine cycles. Most launch vehicle design methods estimate the stage properties and try to distribute the mass of the stages based on estimations. After finding a viable solution it is designed in detail and the assumed performances of the stages cannot be achieved. This causes an iterative design loop that is resource draining. To solve this problem in this thesis the liquid propellant engines and stages are designed in detail. Firstly, the liquid propellant rocket engine is designed in detail and after that the stage is created by adding tanks and pressurization system. The stage design tool is connected and implemented such that it can design stages with bundled engines for the 1st stage and modifies the same engine as vacuum optimized for the 2nd stage to create the desired launch vehicle. The stage design tool is connected to an optimization algorithm and launch vehicle design tool to create the specified launch vehicle design tool necessary for this thesis. One of the most important design parameters for a launch vehicle is the required delta V for the selected mission. But without simulating the launch trajectory making a good estimate for required delta V is difficult. Therefore, to validate the designed launch vehicles, an orbital trajectory simulation code is developed based on MATLAB. Using this simulator, the designed launch vehicles are trajectory simulated and if successful they are validated or if they are unsuccessful the design parameters are updated accordingly in launch vehicle design code and the process is repeated to find good performing launch vehicles. Designing a launch vehicle is a complex multi-disciplinary and multi objective problem. To rapidly design the launch vehicle the most important parameters are selected as payload capacity, vehicle delta V capacity and T/W ratio at liftoff. The payload capacity and delta V capacity mostly influence the mass of the launch vehicle. Whereas the T/W ratio at liftoff determines the engine thrust and orbital launch performance of the launch vehicle. The optimization algorithm is developed such that it searches for the launch vehicle with minimum liftoff mass while ensuring the design input parameters are met with minimal error.
Benzer Tezler
- Brute force launch vehicle ascent trajectory assessment with a novel vectorized simulator
Vektörize benzetici ile fırlatma araçlarının yükseliş yörüngesini kaba kuvvet değerlendirme
AHMET ENES YÜCEYURT
Yüksek Lisans
İngilizce
2024
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ALİM RÜSTEM ASLAN
- Multistage launch vehicle design with thrust profile and trajectory optimization
İtki profili ve yörünge eniyilemesi ile çok kademeli fırlatma aracı tasarımı
EZGİ CİVEK COŞKUN
Doktora
İngilizce
2014
Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MUSTAFA KEMAL ÖZGÖREN
- Launch vehicle design, modeling and trajectory optimization
Firlatma araci tasarimi, benzetimi ve yörünge optimizasyonu
EMRE ÜNAL
Yüksek Lisans
İngilizce
2021
Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ CUMA YARIM
- Ballistically launchable shape shifting 3D printed multi-rotor unmanned aerial vehicle design and foldable arms analysis
Balistik olarak fırlatılabilir şekil değiştiren 3B baskılı çok rotorlu insansız hava aracı tasarımı ve katlanabilir kolların analizi
MEHMET ZEKİ PAŞAOĞLU
Yüksek Lisans
İngilizce
2024
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiSavunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ KAAN YILDIZ
