Geri Dön

Rocket engine altitude test facility design and 1D altitude simulation of IoX/LH2 propellant rocket engine

Roket irtifa test düzeneği tasarımı ve IoX/LH2 yakıtlı roket motorunun 1D irtifa simülasyonu

PDF İndir

  1. Tez No: 887315
  2. Yazar: İSMAİL ÖZCAN
  3. Danışmanlar: PROF. DR. FIRAT OĞUZ EDİS
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Savunma ve Savunma Teknolojileri, Aeronautical Engineering, Defense and Defense Technologies
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2024
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 103

Özet

Havacılık endüstrisi ve havacılık araştırma ve geliştirme çalışmaları, insanlık tarihi açsından milattan önce başlamıştır. Gezegenler ve yıldızlar arasındaki dinamikleri anlamak amacıyla astronomik gözlemler yapılmaya başlanmıştır. Uzaya ulaşmak ve dünya etrafında uçmak, yıllar boyunca en çok üzerinde durulan alan olmuştur. 20. yüzyıldan önce teorik ve deneysel çalışmalar yapılmışsa da bilimsel araştırmalar 20. yüzyıldan sonra artmıştır. Tsiolkovsky ve Goddard, roketçilik alanında teorik ve deneysel olarak katkıda bulunmuşlardır. II. Dünya Savaşı sırasında Almanlar, V2 roketlerini geliştirmiştir ve bu roketler, sonraki yıllarda uzay roketlerinin atası olmuştur. Saturn V roketi, 1967'de fırlatılmıştır ve bu roket, 21. yüzyıla kadar insanlık için en güçlü roket olmuştur.Günümüz dünyasında, uzay çağında gelişmeler büyük bir ivmelenme ile gelişimini sürdürmektedir. On dokuzuncu yılın sonlarında ve yirminci yüzyılın başlangıcından itibaren uzaya ulaşmak için kullanılan ve ilk tercih edilen fırlatma araçları olan roket teknolojisi geçmişten bugüne gelişimini sürdürmektedir. Kimyasal reaksiyonların kontrollü olması amacıyla özellikle ikinci dünya savaşı zamanlarında gelişimi ivmelenen sıvı yakıtlı roket motorları günümüzde de aktif olarak kullanılmaktadır. Sıvı yakıtlı roket motorları literatürde üç farklı başlık altında incelenmekle birlikte üç farklı tip roket motoru günümüzde farklı metotlar da kullanılarak yeni modeller doğurmuştur. Sıvı yakıtlı roket motorları genişleme çevrimi, gaz jeneratörü çevrimi ve aşamalı yanma çevrimi olarak üç farklı başlık altında incelenmektedir. Farklı görevleri yerine getirmek amacıyla geçmişten günümüze Vulcain, VINCI, RL10 gibi farklı roket motorları fırlatma araçlarına güç vermek amacıyla kullanılmıştır. Genişleme çevrimine sahip olan roket motorları günümüzde aktif olarak yaygın kullanıma sahip olmamakla birlikte birçok zorluk içermektedir. Özellikle sıvı hidrojen yakıtı ile yapılan sıvı yakıtlı roket motorlarında depolama tankı tasarımı, lülenin yüksek sıcaklıklara karşı korunumu için yakıtın bir miktarının kontrol vanalarıyla bir miktarının soğutma için ayrılması gibi kontrol mekanizmalarının kritikliği sebebiyle gaz jeneratörü çevrimli ve aşamalı yanma çevrimi roket motorları daha yaygın kullanılmaktadır. Sıvı yakıtlı roket motorlarının fırlatmadan önce çeşitli alt bileşenlerin ve ekipmanların test edilmesi için çeşitli test düzenekleri ve altyapılar kurulmaktadır. Turbopompalı besleme sistemine sahip roket motorları, birçok endüstriyel ve akademik çalışma ile fırlatmadan önce yer testlerine ve irtifa simülasyon testlerine tabi tutulmaktadır. Günümüzde, turbopompa besleme sistemlerinin çeşitli test altyapıları geliştirilmektedir; bu altyapılar arasında valf karakterizasyon test düzenekleri, kriyojenik valf test düzenekleri, enjektör test düzenekleri, türbin test düzenekleri, oksitleyici ve yakıt için pompa test düzenekleri, sızdırmazlık test düzenekleri, gaz üreteci ve yanma odası test düzenekleri, ısı eşanjörü test düzenekleri ve farklı komponentlerin testlerini gerçekleştirmek için benzer test düzenekleri tasarlanmaktadır. Roketin uçuşu sırasında üretilen itki ve turbopompa verimliliğinin doğrulandığı bilinmektedir. Roket motorlarının irtifa test düzenekleri Fransa, Birleşik Krallık, Amerika Birleşik Devletleri, Almanya ve Güney Kore gibi çeşitli ülkelerde mevcuttur ve farklı itki kapasitelerine sahip roket motorlarının irtifa testleri için kullanılmaktadır. Farklı oksitleyici ve yakıt besleme sistemleri, itki kapasiteleri, roket motoru boyutları, çıkış sıcaklıkları ve akış hızları gibi çeşitli faktörlerden dolayı, benzersiz sistem geliştirmeleri yapılmış ve yapılmaya devam edilmektedir. Literatür örneklerinde roket irtifa test düzeneklerinin başlıca alt bileşenleri, motor besleme tankları, roket motorları, vakum odaları, difüzörler, soğutma suyu enjektörleri, yansıtıcılar, ejektör yapıları ve kondenzasyon ekipmanlarını içermektedir. Motor besleme tankları özellikle yer testlerinin kullanımı açısından büyük bir öneme sahip olmasa da kriyojenik sıcaklıklarda depolama yapılmasından ötürü özeli bir tasarım gerekmektedir. Çift cidarlı tank ve vakum izoleli boşluklar ile birlikte iletim ve konveksiyon temelli ısı kayıpları önemli ölçüde azaltılmaktadır. Tank malzemeleri için birçok malzeme kullanılmakla birlikte tankların basınçlı olup olmadığına bağlı olarak paslanmaz çelik, alüminyum, kompozit ve farklı çelik alaşımları genel olarak kullanılmaktadır. Roket motorlarının yerleşimi ve doğru ölçüm yapılması için bremzeler kurularak farklı performans testlerine hitap etme özelliğine sahip yerleşim şaseleri yaygın olarak kullanılmaktadır. İrtifa test düzeneklerinde kullanılan buhar ejektörleri ise vakum ejektörleri olarak endüstride ve havacılıkta yaygın olarak kullanılmaktadır. Özellikle hatlarda biriken su, yakıt ve yağ gibi zamanla korozyona sebep verebilecek maddelerin hatlardan tamamen çıkarılması için de kullanımı söz konusudur. Borulama hatlarında ise geçen akışkan özelliklerinin önemi söz konusudur. Kriyojenik sıcaklıklarda genellikle paslanmaz serisi boru malzemeleri yaygın şekilde kullanılmaktadır. Borulamalardan da kayıp yaşanmaması adına boru tasarımları vakum izoleli olarak yapılmaktadır. Kondensatörler ise genellikle buhar ejektörlerinin kullandığı yüksek miktardaki suyu tekrar kullanmak için kullanılmaktadır. Tekrar kullanılacak olan suyun içerisinde yer alan yakıt ve oksitleyici sebebiyle çeşitli filtreler kullanılmakla birlikte kullanılan oksitleyici ve yakıtın seçimine uygunluk önemli bir kriter olarak görülmektedir. Bu bileşenlere ek olarak, basınç sensörleri, akış ölçerler, sıcaklık sensörleri, ivmeölçerler ve yük hücreleri gibi enstrümanların performans testlerinde kullanıldığı ve performans değerlerini ölçmek ve doğrulamak için kullanıldığı bilinmektedir. Seçilen enstrümantasyon ve test düzeneği ekipmanlar ilgili motorların tasarımı için seçilmekle birlikte yüksek sıcaklık, düşük sıcaklık gibi koşullar göz önünde bulundurularak ilgili arayüzler tasarlanmaktadır. Roket motorlarının modellenmesi konusunda farklı kaynaklar kullanılarak yetkin programlar aracılığıyla ilgili görevlere yönelik tasarımlar yapılmaktadır. Roket motorları için kullanılan turbopompaların tüm komponentlerinin geliştirilme süreçleri farklı analiz programları ile yürütülmektedir. Roket motorlarının tasarımında pompa performanslarını incelemek amacıyla CFTurbo ve benzeri programlar aracılığıyla çalışmalar yürütülmektedir. Türbin performanslarını incelemek ve tasarımını yapmak amacıyla Concepts NREC ve benzeri programlar aracılığı ile tasarımlar yapılmaktadır. Özellikle sızdırmazlık elemanları için mil, türbin ve pompalar arasındaki ikincil akış çalışmaları için GFSSP, Flownex ve özgün yazılımlar sıklıkla kullanılmaktadır. Turbopompa elemanının ve roket motorunun modellenmesi için günümüzde ESA tarafından literatürde sıklıkla kullanılan EcosimPro yazılımı kullanılmaktadır. EcosimPro yazılımına ek olarak Flownex ve Simcenter Amesim yazılımları günümüzde roket motorlarının 1D modellenmesinde sıklıkla kullanılmaktadır. EcosimPro ve Simcenter Amesim programlarında RL10A-3-3A roket motorunun modellenmesiyle birlikte endüstride birçok firma bu iki yazılımı kullanmaktadır. Roket motorunun 1D modelleme tasarım düşünceleri literatürdeki yerleşik süreçleri göz önünde bulundurularak çalışmalar gerçekleştirilmiştir.. 1D modelleme için en yaygın programlar EcosimPro ve Simcenter Amesim'dir. Hem roket motoru hem de irtifa test tesisi tasarımının 1D sistem modellemesi çalışmalarında Simcenter Amesim tercih edilmiştir. İlk adımda, roket motorunun 1D modeli oluşturulmuştur. LOX/LH2 sıvı yakıtlı Genişleme Çevrimli Roket Motoru olan VINCI'nin tam modelinin 1D modeli geliştirilmiş ve sistem bilinmeyenlerini azaltmak için bir basitleştirme yöntemi kullanılmıştır. Basitleştirme yöntemi için, sistem girişindeki sınır koşulları aynı tutulmuş, pompa ve türbinin çıkış koşulları ise itki odasının yeni giriş koşulları olmuştur. Basınçlı oksitleyici ve yakıt koşulları orifis eklemeleri ile sabit tutulmuş ve yanma odası ile nozülün performansı izlenmiştir. Roket motoru tasarımının tamamlanmasının ardından, irtifa test tesisi tasarımına başlanmıştır. Sistemin sonuçlarını kontrol etmek için borular, odalar, divergent-konvergent yapılar, buhar ejektörleri ve buhar besleme sınır koşulları sisteme eklenmiştir. VINCI roket motorunun performansını 50 mbarA'nın altındaki vakum koşullarında gözlemlemek için bir vakum sistem modeli oluşturulmuştur. Bu tez çalışmasında, VINCI roket motorunun ve irtifa test tesisinin performansı incelenmiştir. Vakumda 180 kN itki gücü sağlayan VINCI versiyonu hedeflenmiştir. VINCI roket motoru tarafından üretilen itki seviyeleri ve performans verilerinin simülasyon sırasında tatmin edici olduğu gözlemlenmiştir. 1D modellenen VINCI motorunun itki gücü yaklaşık 178 kN olarak bulunmuştur. Yanma odası basıncı üretici verisi 60 barA olarak verilmiş olup, VINCI simülasyon sonucunun 1D modeli 59.78 barA olarak bulunmuştur. Yakıt ve oksitleyici kütle akış oranlarının besleme hatları, üreticiye göre 5.59 kg/s ve 34.11 kg/s olarak verilmiştir. Yakıt ve oksitleyici simülasyon sonuçları ise sırasıyla 5.5 kg/s ve 34.31 kg/s olarak bulunmuştur. Üretici tarafından verilen spesifik itki verisi 457.2 s olarak verilmiş olup, VINCI simülasyon sonucunun 1D modeli 456.17 s olarak bulunmuştur. Vakum koşulları için ana kriter 50 mbarA olarak belirlenmiş olup, ikinci aşama buhar ejektörünün artırılmış buhar giriş kütle akış hızı ile 1D simülasyon sonuçları 42.93 mbarA olarak bulunmuştur. İlk aşama buhar ejektörü için literatür bilgisi takip edilmiş ve 110 kg/s buhar koşulu sağlanmıştır. İkinci ejektör için 141 kg/s buhar sağlanmış ve 42.93 mbarA vakum oluşturulmuştur. Üreticinin ikinci aşama buhar kütle akış hızı 118 kg/s olarak verilmiş olup, simülasyon sonuçlarına göre daha iyi vakum koşullarının sağlanabileceği öngörülmektedir. Gelecek çalışmalar arasında 1D model ile dijital ikiz oluşturulması, irtifa test tesisi tasarımı için 3D model tabanlı CFD analizi, irtifa test tesisi ve 1D simülasyon modelleri arasında gerçek zamanlı test verisi karşılaştırması, ve testlerden önce 1D irtifa test modelinde performans senaryolarının çalıştırılması bulunmaktadır.

Özet (Çeviri)

The interest in space and development studies started in B.C. for humanity. Astronomical observations began to understand the dynamics between planets and stars. Reaching space and flying around the world have been the most considered areas over the years. Before the 20th century, theoretical and experimental studies were conducted; however, scientific research increased after the 20th century. Tsiolkovsky and Goddard contributed to rocketry both theoretically and experimentally. During World War II, the Germans developed V2 rockets, which were the predecessors of space rockets in the following years. The Saturn V rocket was launched in 1967, and it remained the most powerful rocket for humankind up to the 21st century before Starship Heavy. In today's world, the development of liquid-fueled rocket engines is progressing rapidly. Many companies and agencies are designing launch vehicles, payloads, and rocket engines all over the world. Today, NASA, ESA, SpaceX, JAXA, and others have numerous studies on rocket engines and their components. Nowadays, research and development of rocket engines have reached the most powerful rocket engine, the Raptor Engine by SpaceX. Test system designs and test facility setups are constructed even for the most powerful rocket engine designs. Various test setups and infrastructures are being established for testing numerous subcomponents and equipment as part of pre-flight verification for liquid-fueled rocket engines. It is worth noting that rocket engines with turbopump feed systems undergo ground tests and altitude simulation tests before launch in many industrial and academic studies. Today, there is ongoing development of various test infrastructures for the feed systems of turbopumps, including valve characterization test setups, cryogenic valve test setups, injector test setups, turbine test setups, pump test setups for oxidizer and fuel, leak test setups, gas generator and combustion chamber test setups, and more. Test setups for altitude testing of first-stage and second-stage rocket engines have been developed and are used to verify thrust and turbopump efficiency during the rocket's flight. Altitude test setups for rocket engines are available in various countries such as France, the United Kingdom, the United States, Germany, and South Korea, and they are used for altitude tests of rocket engines with different thrust capacities. Due to various factors such as different types of oxidizer and fuel feed systems, thrust capacities, rocket engine sizes, exit temperatures, and flow rates, unique system developments have been made and continue to be pursued. The primary sub-components of the rocket altitude test setup, as described in the literature, include motor feed tanks, rocket engines, vacuum chambers, diffusers, cooling water injectors, deflectors, ejector structures, and condensing equipment. In addition to these components, instruments such as pressure sensors, flow meters, temperature sensors, accelerometers, and load cells are used during performance testing to measure and verify performance values. Design considerations for the 1D modeling of the rocket engine followed established processes from the literature in this study. The most common programs for 1D modeling are EcosimPro and Simcenter Amesim. Simcenter Amesim was preferred for studying 1D system modeling for both the rocket engine and the altitude test facility design. In the first step, a 1D model of the rocket engine was created. A 1D model of the LOX/LH2 liquid-fueled Expander Cycle Rocket Engine VINCI's full model was developed, and a simplification method was used to reduce system unknowns. For the simplification method, the boundary conditions at the system inlet were kept the same, while the outlet conditions of the pump and turbine became the new inlet conditions for the thrust chamber. The pressurized oxidizer and fuel conditions remained stable with the addition of orifices, and the performance of the combustion chamber and nozzle was monitored. After completing the rocket engine design, the design of the altitude test facility was undertaken. Piping, chambers, divergent-convergent structures, steam ejectors, and steam feeding boundary conditions were added to the system to control the results. A vacuum system model was created to observe the VINCI rocket engine's performance under vacuum conditions lower than 50 mbarA. In this thesis study, the performance of the VINCI rocket engine and the altitude test facility were considered. The desired version of the VINCI was the 180 kN thrust in vacuum. It was observed that the thrust levels and performance data produced by the VINCI rocket engine were satisfactory during simulation. The thrust of the 1D modeled VINCI engine was found to be nearly 178 kN. The combustion chamber pressure manufacturer data was given as 60 barA, and the 1D model of the VINCI simulation result was found to be 59.78 barA. The feeding lines of the fuel and oxidizer mass flow rates were given as 5.59 kg/s and 34.11 kg/s according to the manufacturer. Simulation results for the fuel and oxidizer were found to be 5.5 kg/s and 34.31 kg/s, respectively. The manufacturer's specific impulse data was given as 457.2 s, and the 1D model of the VINCI simulation result was found to be 456.17 s. The main consideration for the vacuum conditions was set at 50 mbarA, and the 1D simulation results were found to be 42.93 mbarA with an increased steam inlet mass flow rate of the second-stage steam ejector. For the first stage of the steam ejector, literature information was followed, and a 110 kg/s steam condition was satisfied. For the second ejector, 141 kg/s of steam was supplied, creating a vacuum of 42.93 mbarA. The manufacturer's second-stage steam mass flow rate was given as 118 kg/s, suggesting that better vacuum conditions could be achieved according to the simulation results. Future work includes creating a digital twin with the 1D model, conducting 3D model-based CFD analysis for the altitude test facility design, comparing real-time test data between altitude test facilities and 1D simulation models, and running performance scenarios in the 1D altitude test model before conducting tests.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    167222

    Design of a connected pipe test facility for ramjet applications

    Ramjet uygulamaları için boru bağlantılı test düzeneği tasarımı

    MUSTAFA NEVZAT SARIŞIN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2005

    Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Bölümü

    PROF.DR. KAHRAMAN ALBAYRAK

    Y.DOÇ.DR. ABDULLAH ULAŞ

  2. Tez No

    612673

    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

    NAZMİ ERDİ COŞKUNPINAR

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2019

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ALİM RÜSTEM ASLAN

  3. Tez No

    393002

    Karayel insansız hava aracının statik ve dinamik analizleri

    Static and dynamic analyses of Karayel unmanned aerial vehicle

    ÖZKAN GÜLBAHAR

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2015

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ZAHİT MECİTOĞLU

  4. Tez No

    827278

    Uzatılabilir difüzörlü 10 kn'luk LOX/RP-1 yakıtlı roket motorunun tasarımı ve analizi

    Design and analysis of 10 kn LOX/RP-1 rocket engine with extendable diffuser

    ALİ SÜLEYMAN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2023

    Makine MühendisliğiMersin Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. HÜSEYİN MUTLU

    DOÇ. DR. MURAT ÇELİK

  5. Tez No

    360617

    Scramjet motorları için deney tasarımı metodlarını kullanarak kavramsal tasarım yönteminin geliştirilmesi

    Development of conceptual design methodolgy for scramjet engines by using design of experiments

    MUHİDDİN TUĞRUL AKPOLAT

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2014

    Havacılık MühendisliğiErciyes Üniversitesi

    DOÇ. DR. MUSTAFA SERDAR GENÇ

    DR. KEMAL ATILGAN TOKER

Geri Dön