Development of novel hybrid rocket internal ballistic configuration for in-space applications

Uzay uygulamaları için özgün hibrit roket iç balistik konfigürasyonu geliştirilmesi

Tez No: 794036
Yazar: MEHMET KAHRAMAN
Danışmanlar: PROF. DR. İBRAHİM OZKOL, DOÇ. DR. MUSTAFA ARİF KARABEYOĞLU
Tez Türü: Doktora
Konular: Mühendislik Bilimleri, Uçak Mühendisliği, Engineering Sciences, Aircraft Engineering
Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
Yıl: 2022
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: 194

Özet

Hibrit roketler, katı ve sıvı yakıtlı roketlerden farklı olarak; oksitleyici ve yakıtı farklı iki fazda tutup, kullanan kimyasal itki sistemleri olarak tanımlanabilirler. Genellikle oksitleyici sıvı fazda tankta tutulur iken; yakıt katı fazda yanma odası içinde muhafaza edilir. Hibrit sistemlerde kullanılan yakıt ve oksitleyicinin inert karakteristiklerinin yanı sıra, iki ayrı fazda ve iki farklı bölgede tutuluyor olmaları bu itki sistemlerine ciddi avantajlar sağlamaktadır. Hibrit sistemler üretim, entegrasyon, taşıma ve test aşamalarının tamamında ekonomik ve emniyetli olmaları ile öne çıkmaktadırlar. Son derece önemli olan bu avantajlara sahip olmasının yanında, kendi doğası geregi bazı önemli dejavantajlara sahiptir ve bunlar günümüze kadar hibrit sistemlerin sivil ve/veya askeri bir uygulamada yer bulamamasına sebep olmuştur. Düşük yakıt yanma hızı ve yanma kararsızlığı hibrit roket motorları için temel iki problem olarak tanımlanabilir. Literatürde, yakıt yanma hızının arttırılmasına yönelik birçok çalışma bulunmaktadır; ancak bunların çoğu laboratuvar skalası denebilecek küçük motorla test edilmiştir ve büyük sayılabilecek skalada yanma hızının arttırılmasına yönelik çalışmalar son derece sınırlıdır. Klasik sayılan polimerik yakıtların yanma hızları 0.2 – 0.4 mm/s mertebelerindedir; ancak bu değer katı yakıtlı motorlarda 10 mm/s mertebelerindedir. Bu büyük fark, hibrit motorların daha yüksek özgül darbeli olması ile de kompanse edilebilecek gibi gözükmemektedir. 2000'li yılların başında geliştirilen sıvılaşabilir parafin bazlı yakıtların yanma hızını, polimerik klasik yakıtlara göre 3-4 kat arttırdığı belirlenmiştir. Keşfedilen parafin bazlı yakıt hibrit roket motorları için yeni bir dönemi aralamıştır ve bu sayade klasik yakıtlı tasarımlarda kullanılan kompleks çok portlu yakıt tasarımlarının kullanım gerekliliği ortadan kalkmıştır. Günümüzde birçok çalışma grubu ileri hibrit roket motorları geliştirerek, uzaya ekonomik sistemler ile ulaşmayı hedeflemektedirler. Parafinik yakıtların kullanımı ile yanma hızında ciddi bir iyileşme sağlanmış olsa da, enjektör tasarımında daha fazla gelişmenin yapılabileceği değerlendirilmektedir. Ölçeklenebilir ve hali hazırda yaygın bir şekilde kullanılan motor başından eksenel tip enjektörler, oksitleyici enjeksiyonu için son derece kolay bir çözüm sunmaktadır; ancak bu yöntem ile eksenel oksitleyici jetlerinin momentumu yakıt duvarına tam manası ile transfer edilememektedir.“The Diffusion Limited Theory”, 1960'lı yıllarda Marxman tarafından sunulmuştur ve hibrit roket motorlarındaki yanma mekanizmasını anlatan temel teori olarak tanımlanabilir. Bu teori oksitleyici enjeksiyonun sadece motor başından ve eksenel olarak yapıldığı kabulü ile esasında sınırlı bir geçerliliği olduğu da söylenebilir. Bu teoriye göre, yanma reaksiyonu motor içindeki türbülanslı sınır tabaka içinde gerçekleşmektedir. Gerçekleştirilen bu çalışmada tamamı ile yeni, ölçeklenebilir bir enjektör tasarımı sunulmaktadır.“Distributed Tube Injector”(DTI) olarak isimlendirilen bu enjektör, xxvii motor ekseninde, yakıt boyunca uzanan ve oksitleyiciyi yakıtın istenilen herhangi bir bölgesine, istenilen doğrultuda (eksenel, raydal ya da teğetsel) oksitleyici enjeksiyonuna imkan sağlayabilmektedir. Tez önerisinde bu enjetör tasarımı ile radyal oksitleyicinin yakıta çarpma etkisi ile yüksek yanma hızlarının sağlanabileceği, herbir radyal jetin oluşturacağı türbülans etkisi ile yakıt ve oksitleyicinin iyi bir şekilde karışacağı ve buna bağlı yanma veriminin yüksek olacağı ve son olarak herbir radyal oksitleyici jetinin esasında bir yakıt tutunma yüzeyi olacağı ve buna bağlı olarakta motor yanmasının son derece kararlı olacağı belirtilmişti. DTI enjektörü kullanılarak ilk olarak laboratuvar ölçekli bir hibrit motor tasarlanmıştır. Bu motorda gaz oksijen ile superşarj edilen azot protoksit oksitleyicisi kullanılmıştır. Gerçekleştirilen 30 motor ateşlemesi, klasik motor tasarımlarına göre yanma hızının 4 kata kadar artabilecegini göstermiştir. Bu durum ileri hibrit roket motorlarının kabiliyetlerini çok daha genişletebilecek nitelikte olduğu değerlendirilmiştir. Elde edilen son derece yüksek yanma hızları dışında, kritik bir diğer kazanım da, ateşlenen motorların yüksek yanma kararlığına sahip olmasıdır. Bu çalışmadan elde edilen deney dataları kullanılarak, ayrıca boyutsuz bir yanma hızı hesaplama bağıntısı geliştirilmiştir. Geliştirilen bağıntı, deney dataları ile yüksek doğrulukta örtüşmektedir (R2 0.98). Bir sonraki geliştirme, aynı büyüklükteki motorun 3 – 4 kat daha yüksek oksitleyici debisi ile çalışabileceginin gösterilmesidir. Belirli bir kütle akısına tasarlanmış klasik konfigurasyondaki bir hibrit motorun, 3 – 4 kat daha yüksek bir kütle akısı ile ateşlenmesi teoride mümkün gibi gözükse de, pratikte bu mümkün değildir. Belirtilen seviyelerde bir artış, klasik konfigürasyondaki bir motorda son derece ciddi yanma kararsızlığını tetikleyecegi açıktır. Daha önce geliştirilen boyutsuz bir yanma hızı bağıntısı kullanılarak analitik olarak motor tasarımı gerçekleştirilmiştir. Tasarlanan motor kullanılarak 6 adet motor ateşlemesi yapılmıştır. Elde edilen sonuçlar, daha önce geliştirilen bağıntının doğruluğunu göstermesi açısından da önem arz etmektedir. Bu ateşleme serisi için de boyutsuz bir tanımlama yapılmıştır ve bir önceki çalışmada elde edilen ölçekleme eğrisi ile aynı trentte sadece biraz daha düşük yanma hızı verecek şekilde olduğu görülmüştür. Bu durumun sebebi olarak, yapılan ilk çalışmadan farklı olarak, bu çalışmada oksitleyici basıncı superşarj edilmemiş ve kendi buhar basıncı ile testler gerçekleştirilmiştir (blowdown sistem). Dolayısı ile blowdown sistemin doğası gereği enjektör basınç farkı değeri zamana bağlı olarak düşmektedir ve bu durum radyal enjektör jetlerinin momentumunu düşürmekte. Momentumu düşen jetlerin yanma hızını düşürmektedir. Burada önemli olan nokta, bu çalışma ile motor itki yoğunluğu çok daha yüksek mertebelere DTI enjektör ile çıkabileceği görülmüştür. Karşılaştırma olarak bakıldığında, laboratuvar ölçekli DTI konfigürasyonlu motorlar 0.6 kN mertebesinde itki verebilmekte iken; aynı motora 3 – 4 kat itki verildiğinde, yanma kararlılığını sağlayarak, 1.8 – 2 kN itki seviyelerine DTI konfigürasyonu ile çıkılabilmektedir. Buna bağlı olarakta, itki yoğunluğu çok daha yüksek seviyelere çıkabilmektedir. Bu tez kapsamında gerçekleştirilen bir diğer çalışma ise 280 mm çapta hibrit roket motoruna DTI entegrasyonun yapılmasıdır. Bu çalışmada oksitleyici değiştirilerek sıvı oksijen (LOX) kullanılmıştır. Motorun analitik tasarım sürecinde, labaratuvar ölçek için geliştirilen boyutsuz yanma kuralı kullanılmıştır. Bu kural parafin-N2O için geliştirilmiş olsa da, 280 mm motorun ilk tasarım sürecinde faydalı olacağı değerlendirilmiştir. Burada yanma hızına oksitleyicinin cinsinden ziyade, radyal doğrultuda yapılan enjeksiyonun daha baskın olacağı değerlendirilmektedir. Dolayısı ile, daha önce geliştirilen yanma kuralının ilk aşamada kullanılmasının çokta yanlış bir xxviii yaklaşım olmayacağı degerlendirilmiştir. Bu çalışma kapsamında 14 motor ateşlemesi yapılmıştır. Motorlar sorunsuz bir şekilde ateşlenmiştir. Diğer ölçeklerde olduğu gibi, motorların yanma kararlılığının son derece iyi durumda olduğu görülmüştür. Parafin – LOX motorunda yanma hızı 9.2 mm/s'ye kadar çıkartılabilmiştir. Erişilen bu değer, belirtilen ölçek motor için rekor denilebilecek bir hızdır. Testlere ait yanma datası kullanılarak, boyutsuz yanma hızı denklemi parafin-LOX için belirlenmıştir. İtki yoğunluğuna karşılaştırma amacı ile bakıldığında, 500 mm boyunda OF 2.7'de klasik konfigurasyonda bir hibrit motorun 5 kN mertebesinde bir itki verebilecekken; aynı motorun DTI konfigurasyonu ile OF 2.7'de 30 kN itki elde edilebilmektedir. Bu motor itki yoğunluğunun yaklaşık 6 kat artması demektir. Bu çalışma kapsamında yapılan çalışma ile de DTI konfigurasyonlu hibrit motorların yanma hızının belirlenebilmesi için teorik bir çalışma yapılmış ve elde edilen yüksek yanma hızının arka planında olan fiziksel gerçekleğin ne olduğu belirlenmeye çalışmıştır. Bu kapsamda ilk olarak çarpan jet akışı kritik özellikleri ile incelenmiştir. Burada özellikle sınır tabaka kalınlığı detaylı olarak incelenmiş ve düz plaka üzerindeki türbülanslıakışı ile karşılaştırılmıştır. Çarpan jet akış sınır tabaka kalınlığının düz plaka sınır tabaka kalınlığından yaklaşık 100 kat daha ince olduğu belirlenmiştir. Klasik hibrit roketlerde yanma türbülanslı sınır tabaka içinde gerçekleşmektedir. Benzer durumun DTI konfigurasyonlu hibrit roket motorları için de gerçerli olduğu değerlendirilmektedir. Dolayısı ile yanma reaksiyonlarının yakıt duvarına çok daha yakın mesafede gerçekleştiği anlaşılmaktadır. DTI konfigurasyon ile yoğun ısı transfer kabiliyetinin kazanılması, yanma hızında olan büyük artışın ana sebebi olduğu değerlendrilemektedir. Çarpan alev jet akış literaturu incelendiğinde, ısı akılarının 4.5 MW/m2 mertebelerine kadar çıkabildiği değerlendirilmektedir. Bu alandaki literatür bilgisini esas alarak, teorik durma noktası yanma hızı hesabı geliştirilmiştir. Ayrıca, yanma hızı için yeni bir tanımlama bu çalışma ile önerilmiştir. Buna göre ortalama yanma hızı, iki farklı yanma mekanizmasının birleşiminden oluşmaktadır. Bunlar durma noktası yanma hızı ve quasi-eksenel yanma hızıdır. 280 mm'lik parafin-LOX motoruna ait deneysel sonuçlar geliştirilen teorik yaklaşıma ait sonuçlar ile karşılaştırılmıştır. Buna göre deneysel sonuçlar, teorik çalışmadan elde edilen sonuçlarla güçlü bir şekilde örtüştüğü belirlenmiştir. Bu sebeple, DTI konfigurasyonlu hibrit roket motorlarının tasarımlarında, geliştirilen teorik hesaplamanın kullanılabileceği değerlendirilmektedir. Sonuç olarak, DTI konfigurasyonlu hibrit roket motorlarının klasik konfigurasyon hibrit roket motorlarına göre son derece yüksek yakıt yanma hızlarını sağlayabileceği tespit edilmiştir. Bu durum gerçekleştirilen 3 farklı ölçek ve 2 farklı yakıt çifti içeren motorlar ile kanıtlanmıştır. Ayrıca, yüksek doğruluklu (R2=0.98) boyutsuz ölçeklendirme kuralı DTI konfigurasyonlu motorlar için bu tez kapsamında geliştirilmiştir. Son olarak, bu tez kapsamında DTI konfigurasyonlu hibrit motorlar için teorik yanma kuralı geliştirilmiştir. Geliştirilen teori, deneysel veriler ile doğrulanmıştır. Kanıtlanmış çok yüksek yanma hızı ile DTI konfigurasyonlu hibrit motorların uzay uygulamalarına uygun, düşük boy – en oranlı ve yüksek dış çap – iç çap oranlı geometriler için son derece uygun olacagı değerlendirilmektedir. Aynı zamanda geliştirilen bu teknoloji ile yüksek itki yoğunluğu ihtiyacı olan farklı bir çok uygulamada kullanılabileceği değerlendirilmektedir.

Özet (Çeviri)

Hybrid rockets are kind of chemical propulsion system which stores the propellants in two different phases rather than stored in a single phase as being in solid and liquid rockets. Mostly the oxidizer is stored in liquid phase in a propellant tank and the fuel is stored in solid phase in a combustion chamber. Propellants with their inert characteristic are kept in a two different zone with different states presents superior advantages to hybrid propulsion systems. Most prominents could be described as the safe and economical operation in all steps of the process including manufacturing, integration, transportation and testing. Even though the hybrid systems have safe and economical characteristics, the drawbacks arising with the nature of these systems had been enough to not find a palpable application for hybrid rockets in the past. Most importantly the low regression rate of fuel and tendency to instable combustion have been main problems for hybrid systems. In the literaure, there are numerious studies on the enhancement of regression rate of fuel but most of them are not scalable, limited in lab-scale. Classical fuels used in hybrid rocket burn with the rate around 0.3 mm/s which is at least one order of lower than the solid charge regression rate (around 10 mm/s). This big difference could not be compensated with higher specific impulse of hybrid propulsion systems. At the beginning of the 2000s, the proposed liquified fuels like paraffin increases the fuel regression rate 3 to 4 times higher level of the classical fuels. This great enhancement opens a new way for the hybrid rockets since the utilizing paraffin is removed the request of multi-port design with classical fuels. In nowadays, interest in usage of hybrid propulsion systems are getting increased. Many institutions are developing hybrid propulsion systems especially for reaching the space with economical way. Even the great enhancement could be provided with paraffinic fuel in the regression rate, we believed, there sould be something more on the design of the injector side since the only well-worked, scalable injector was actually primitive axial head injector. Injecting oxidizer from the head-end of motor might be the simple way of oxidizer injections; however, in this method, the momentum of the axial oxidizer jets are not completely transferred to the fuel wall. The Diffusion Limited Theory in 1960s has been believed the only way of explaining the fuel regression rate in hybrid propulsion systems. The well-known, and extensively accepted theory was actually limited since it was built on the assumption of head-end injection. In this theory, combustion takes place inside the turbulent boundary layer which controls the fuel regression. There was nothing on the jet's momentum and their perturbation on the turbulent boundary layer since as we said, the injection is accepted from the head-end. In this work, it is proposed completely novel, scalable internal ballistic in this thesis which utilizes the injector, called as Distributed Tube Injector (DTI), located at the centre line of the motor and it has an ability to inject the oxidizer in distributed manner xxiii (i.e. axial, radial or mixed). In the proposal of this thesis, it is offered higher regression speeds due to the impinging effect of oxidizer jet, higher combustion efficiencies due to the behaving of each radial jet like a turbulator which enhancing mixing and also stable – smooth motor operation due to the flame-holding ability of each radial injection point inside the motor by utilizing DTI. Experimental studies were first started in lab-scale hybrid motor which utilizes paraffinic fuel and supercharged nitrous oxide. 30 hot firings reveal that the 4 times additional regression enhancement could be possible with DTI when compare with same motor configured classical type (i.e. axial injection). This massive enhancement is very promising for broadening the abilities of advanced hybrid rockets. In addition, the motor stabilities of all DTI configured motor was perfect. Indeed, the DTI not only provides extra-ordinary regression enhancement, but also provides perfect motor stability. Moreover, we also define a non-dimensional regression rule for DTI configured hybrid motor. This rule was derived on the sight of hot firins, and roughly we could say the regression enhancement based on the radial injection itself. The curve-fit effort and scaled hot firing data match each other with very high accuracy (i.e. R2 0.98). Next development was performed by utilizing same motor used in lab-scale hot firings with 3 to 4 times higher oxidizer flow rate. This increment is nearly impossible for the classical motor configuration but utilizing DTI, the nominal flow rate could be increased up to 4 times. Required regression enhancement could be supplied by the help of the radial injection. Previously developed scaling rule was initially used to perform the analytical ballistic calculation. Then six hot firings were conducted. The results were proven the accuracy of the scaling rule, since we have corrected same trend derived in initial lab-scale experiments with a small amount of depressed form. It is actually commented this situation as a resull of the blowdown injection mode that was used in these motor firings. Decreasing injection pressure due to the nature of the blowdown mode was resulted to decay in the momentum of the impinging jets which resulted further decline in the regression rate. Important point that could be emphasized, the thrust density of the motor could be increased further. Just for comparision, the initial reference axial motor in lab-scale experiments delivers around 0.6 kN thrust, but this thrust level could be achieved one third of reference motor's fuel length. Hence in lab-scale experiments, it could be easily said that the thrust density was increased at least 3 times. Then the same motor run with 3 to 4 times oxidizer flow rate which provides about 1.8 to 2 kN thrust. Therefore, the thrust density could be increased about 9 times higher values of same scale classical configured hybrid motor. Final development in the scope of thesis is to implement the DTI configuration to the 280 mm diameter hybrid rocket. In this investigation, the oxidizer was changed to the liquid oxygen (LOX). Scaling law developed in the lab-scale was applied to the scale- up (i.e. 280 mm) motor in order to conduct the internal ballistic design of the motor. Even though the law was developed for DTI configuration utilizing the paraffin- nitrous oxide system, the use of the law in paraffin – LOX system to conduct the internal ballistic of scale-up motor will be reasonably correct approach since rather than oxidizer itself, it is believed, DTI's radial injection has dominant effect on the regression enhancement. Hence the initial design for scale-up motor was conducted by the non-dimensional regression rule. 14 hot firings were performed in the scope of the scale-up motor development with the DTI configuration. The regression rate of the paraffin – LOX motor with DTI reached up to 9.2 mm/s which propably the record in xxiv this scale. The regression data was reconstructed by appliying the non- dimensionalization process and the results revealed that the burning characteristic of lab-scale and scale-up efforts were nearly same under the developed power-law relation. Only the factor in front of the relation changed from original version which was developed as a result of lab-scale experiments. It is believed that the factor depends on the propellant itself. It does not change the physical mechanism in the regression enhancement by the DTI. Just for comparision, the reference axial motor with this scale, gives around 5 kN thrust for the 500 mm grain length. However, same motor with DTI configuration could deliver up to the 30 kN thrust. It could be concluded that by the help of massive increment of regression rate; DTI configured hybrid rocket motors could deliver about 6 times higher thrust with perfect motor stability. Finally, theoretical regression rate relation was developed for DTI configured HRM in order to understand the physical mechanism behind the enhancement of fuel regression determined in the chapter 5 and 6. In chapter 7, initially the impingement flow characteristics were explained with their critical properties. Especially, the boundary thichness of this flow was extensively investigated and also it was compared with the flat-plate boundary layer thickness. The boundary layer thickness of the impinging jet was much thinner than the flat-plate boundary layer with the factor about 100. As well- known, combustion flame takes place in the turbulent boundary layer of classical hybrid rockets. Similar situation is also valid for the DTI configured hybrid motors and therefore the flame is much closer to the fuel wall in this configuration. Closer flame sheet is the main reason of the regression enhancement of fuel due to the intense heat transfer capability of DTI's impinging jets. Impinging flame jet literature summarizes that the heat flux could be reached up to the 4.5 MW/m2 with impinging flame jets. Based on the knowledge in this literature, a theoretical approach was proposed to clarfiy the stagnation zone regression rate. In addition, a new definition for the regression rate was also proposed. In this definition, average regression rate composes of two separate mechanisms: Stagnation zone regression rate and quasi- axial regression rate. Experimental results were compared with developed theoretical model for 280 mm paraffin – LOX hybrid motor. Comparision study revealed that the results of theoretical model developed for the DTI configuration were matched with a great success with experimental data. Hence it could be said that theoretical approach for calculating regression rate of the motor with DTI configuration has valuable accuracy and it could be used in the design of hybrid motors configured with Distributed Tube Injector. In conclusion, hybrid motors with Distributed Tube Injector configuration have enormous fuel regression rate levels when they are compared with classical hybrid configurations. This ability was experimentally proven with 3 scales of hybrid motors and 2 different propellants including paraffin-N2O and paraffin-LOX. In addition, non- dimensional scaling rule was also developed with high accuracy (i.e. R2=0.98) to estimate the regression rate of fuel. Moreover, theoretical study was also performed in order to calculate the regression rate of fuel for the DTI configured hybrid motors. Theory was validated by experimental results which provides quite good agreement between the theoretical and experimental results. Utilizing DTI in hybrid motors, very high regression rates (i.e. close to the solid motor's regression rate) could be achieved with perfect motor stability and combustion efficiency. Therefore, motor configured with DTI could provide much higher thrust densities than the classical hybrid motors. In addition, volumetric loading of motors could be reached to the 90 % with DTI use. xxv Chubby motor design (i.e. outer to inner fuel diameter ratio is bigger than 2; and/or fuel length to fuel diameter is lower than 1) could be possible with DTI configuration. This might be beneficial in order to use DTI configured hybrid motor in-space applications. Moreover, high thrust density required systems might be another interesting field to use this technology.

Benzer Tezler

Tez No
662035
Development of novel methodologies for the damage detection in mechanical systems
Mekanik sistemlerde hasar tespiti için özgün metodolojilerin geliştirilmesi
BEHNAM FIROOZI
Yüksek Lisans
İngilizce
2020
Makine Mühendisliği Özyeğin Üniversitesi
Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ POLAT ŞENDUR
Tez No
822774
Development of an approach to novel hybrid analogues of COTC and Antheminone A as potential anticancer agents
Potansiyel antikanser ajanları olarak COTC ve Antheminone A'nın yeni hibrit analoglarına yönelik bir yaklaşımın geliştirilmesi
SONGÜL KASKUN ERGANİ
Yüksek Lisans
İngilizce
2014
Biyokimya The University of Manchester
Kimya Ana Bilim Dalı
DR. ROGER WHITEHEAD
Tez No
598276
Developing phospha-carborane containing polymers
Fosfa-karboran içeren polimerlerin geliştirilmesi
GİZEM KAHRAMAN
Doktora
İngilizce
2019
Polimer Bilim ve Teknolojisi Yıldız Teknik Üniversitesi
Kimya Ana Bilim Dalı
PROF. DR. TARIK EREN
Tez No
771350
Composites of porous materials with ionic liquids: Synthesis, characterization, and selective gas sorption applications
Porlu materyallerin iyonik sıvılarla kompozitleri: Sentez, karakterizasyon ve seçici gaz ayırma uygulamaları
ÖZCE DURAK
Yüksek Lisans
İngilizce
2022
Kimya Mühendisliği Koç Üniversitesi
Kimya ve Biyoloji Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ALPER UZUN
PROF. DR. SEDA KESKİN AVCI
Tez No
605493
Karbon tabanlı yeni hibrit nano-yapıların modellenmesi ve analizi
Modeling and analysis of carbon based new hybrid nano-structures
ÜNAL DEĞİRMENCİ
Doktora
Türkçe
2019
Makine Mühendisliği İstanbul Teknik Üniversitesi
Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. MESUT KIRCA

Geri Dön