Geri Dön

Preliminary design tool for launch vehicles with liquid rocket engines

Sıvı roket motorlu fırlatma araçları için ön tasarım aracı

PDF İndir

  1. Tez No: 948763
  2. Yazar: TEGİN BERKAY BUDAK
  3. Danışmanlar: PROF. DR. ALİM RÜSTEM ASLAN
  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: 2025
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 283

Özet

Sıvı yakıtlı çok kademeli fırlatma araçlarının tasarımı, görev gereksinimlerinin mühendislik doğruluğuyla karşılanması, yapı-kütle dengelerinin sağlanması ve itki sistemlerinin yeterli performansı sunması gibi çok sayıda alt problemi içeren karmaşık bir mühendislik sürecidir. Özellikle ön tasarım aşamasında yapılan teknik kararlar, daha sonraki detay mühendisliği ve maliyet analizlerini doğrudan etkilemekte; sistemin uygulanabilirliği ve fizibilitesi açısından kritik roller üstlenmektedir. Bu çalışma, bu ön tasarım aşamasında kullanılmak üzere, sistematik ve modüler yapıda bir hesaplama aracı geliştirerek fırlatma aracı konfigürasyonlarının etkin şekilde değerlendirilmesini ve analiz edilmesini amaçlamaktadır. Geliştirilen hesaplama aracı, görev hedeflerinin belirlenmesiyle başlayıp kademeli olarak araç geometrisinin, kütle dağılımının, yakıt konfigürasyonlarının ve performans parametrelerinin optimize edilmesine olanak tanıyan bir süreç sunmaktadır. Araç, hem kullanıcı tanımlı verilerle hem de otomatik optimizasyon modlarıyla çalışabilmekte, bu yönüyle esnek bir tasarım ortamı sunmaktadır. Özellikle toplam araç kütlesini minimize edecek şekilde kademeler arası Delta-V dağılımını otomatik olarak optimize edebilmektedir. Bu işlevsellik, kullanıcıya hem görev odaklı özel çözümler üretme hem de tasarım uzayında geniş bir aralıkta sistematik taramalar yapma imkanı sağlamaktadır. Araç, öncelikle görev senaryosuna uygun Delta-V ihtiyacını belirlemekle işe başlar. Bu analiz, görev yörüngesinin irtifası, eğikliği ve fırlatma sahasının coğrafi konumu gibi kriterlere bağlı olarak otomatik hesaplanır. Ardından, farklı yakıt kombinasyonlarına ait termokimyasal verileri içeren önceden oluşturulmuş veri setleri aracılığıyla motor performans parametreleri (özgül itki, çıkış hızı, genleşme oranı vb.) elde edilir. Bu veriler, görev gereksinimlerine uygun motor tasarımı için başlangıç noktası oluşturur. İtki sistemi analizinde farklı çevrim türleri (örneğin gaz jeneratörlü ve aşamalı yanmalı çevrimler) ve yakıt-oksitleyici çiftleri (özellikle LOX-RP1 ve LOX-LH2) dikkate alınmakta, farklı genleşme oranları ve odak basınçları ile bu kombinasyonların motor performansına etkisi analiz edilmektedir. Özellikle üst kademede kullanılan LOX-LH2 sistemleri, yüksek özgül itki avantajı sayesinde kütle optimizasyonuna önemli katkılar sağlamaktadır. Her kademe için kullanıcı, motor karakteristiği, motor demeti sayısı ve itki-ağırlık oranı gibi parametreleri girebilmekte veya belirli sınırlar dahilinde sistemin bunları otomatik optimize etmesine olanak tanıyabilmektedir. Araç içerisinde yer alan kütle tahmin modülü, her alt sistem (motorlar, tanklar, yönlendirme sistemleri, ara bağlantı elemanları vb.) için birden fazla regresyon veya ampirik model içermektedir. Bu modeller, geometrik parametreler, itki kapasitesi, motor konfigürasyonu, yakıt hacmi gibi girdilere dayalı olarak yapısal ve kuru kütle tahminleri üretmektedir. Tank kütlesi, genellikle çap, boy oranı ve içerdiği yakıt hacmiyle ilişkili olarak tahmin edilirken; motor montaj sistemleri, yönlendirme sistemleri ve ara bağlantı yapıları gibi bileşenlerde alan, hacim ve yük taşıma kapasitesi gibi parametreler kullanılmaktadır. Bu modellerin hesaplama prensipleri genellikle logaritmik, güç yasalarına dayalı veya çoklu değişkenli regresyonlar şeklindedir. Aynı bileşen için farklı mühendislik yaklaşımlarının çıktıları karşılaştırılarak, tasarım marjlarını sağlayan en güvenli tahmin tercih edilmektedir. Bu kütle tahmin modeli, yalnızca geometrik ve fiziksel büyüklüklere dayanmamakta, aynı zamanda yapısal marjlar ve kütle oranları gibi mühendislik toleranslarını da dikkate almaktadır. Bu sayede elde edilen sonuçlar, yalnızca minimum kütleye odaklanan bir optimizasyondan ziyade, uygulanabilirliği yüksek gerçekçi tasarımların elde edilmesini sağlamaktadır. Sistemde yer alan maliyet tahmin alt modülü, geliştirme, üretim ve operasyonel maliyetleri ayrı ayrı analiz etmektedir. Bu analizde hem yıllık insan gücü gereksinimi hem de üretim hacmine göre ölçeklenen değişken maliyetler dikkate alınmakta, böylece farklı konfigürasyonlar arasındaki ekonomik karşılaştırma yapılabilmektedir. Maliyet modeli ayrıca geliştirme süresine bağlı olarak toplam yatırım planını da sunmaktadır. Araç, farklı görev ve tasarım senaryolarını içeren üç vaka çalışmasıyla doğrulanmıştır. Her biri, aracın alt modüllerinin koordineli biçimde çalışmasını sağlayarak farklı teknik tercihlere göre nasıl sonuçlar ürettiğini göstermektedir. İlk vaka çalışması, 500 kg ve 1000 kg faydalı yükleri LEO'ya taşıyabilecek iki farklı küçük fırlatma aracı konfigürasyonu üzerine kurgulanmıştır. Görev için belirlenen sabit Delta-V değeri kullanılarak, farklı yakıt oranları (örneğin propellant mass fraction – PMF değerleri %0.86 ila %0.92 arasında) taranmış, çap-boy oranları ve motor demeti sayıları optimize edilmiştir. 1000 kg taşıyan sistemde 9 motorlu bir ilk kademe ve 1 motorlu bir üst kademe tercih edilmiştir. Bu yapı, %1.46 faydalı yük oranı ve %13'ün üzerinde yapısal marj üretmiştir. Daha küçük 500 kg konfigürasyonunda ise PMF değeri düşürülerek %1'e yakın bir faydalı yük oranı korunmuş, yapısal bütünlük sağlanmıştır. Bu analiz, aracın farklı yük profillerine adaptasyon kabiliyetini ve optimum yapı-kararlarının nasıl değiştiğini göstermektedir. İkinci vaka çalışması, ilk kademede kullanılan motor demeti sayısı (1'den 15'e) ve itki-ağırlık oranının (1.1–1.8) aracın toplam kütlesine, itki yönlendirme sistemine, motor kütlesine ve yanma süresine etkilerini incelemiştir. Bu analizle, optimum performans bölgesi tanımlanmıştır: 6 ila 9 motorlu yapı, itki-ağırlık oranı 1.3–1.5 olan sistemler, hem yapısal hem operasyonel olarak dengeli sonuçlar vermiştir. Motor arızasına dayanıklı, makul motor kütlesi ve kontrollü yanma süresine sahip sistemlerin bu bölgede kümelendiği görülmüştür. Bu vaka, aracın parametrik tarama yeteneğini ve çok boyutlu tasarım uzayında karar destek üretme kabiliyetini göstermektedir. Üçüncü vaka çalışması, 100 metrik tonluk bir faydalı yükün 800 km irtifada, 99 derece eğiklikteki Güneş eşzamanlı bir yörüngeye ulaştırılmasını amaçlayan süper-ağır bir fırlatma aracı tasarımıdır. Türkiye için önerilen İstanbul fırlatma kompleksiyle birlikte, Tanegashima (Japonya), Naro (Güney Kore) ve Kennedy Space Center (ABD) sahaları analiz edilmiştir. Japonya ve Kore'den yapılan fırlatmaların eğiklik farkının az olması nedeniyle toplam Delta-V ihtiyacı yaklaşık 10150 m/s civarında kalmıştır. ABD'den fırlatmada ise uçuş yönü sınırlamaları nedeniyle 14600 m/s'yi aşan çok daha yüksek bir enerji ihtiyacı doğmuştur. Bu durum, fırlatma sahasının sistem kütlesi ve tasarım üzerindeki etkisini açıkça ortaya koymuştur. Bu vaka kapsamında altı farklı motor tipi; LOX-RP1 ve LOX-LH2 yakıt çiftleri, farklı genleşme oranları ve çevrim tipleriyle birlikte değerlendirilmiştir. İlk kademede yüksek itki sağlayan RP1 motorları, üst kademede ise yüksek özgül itki sağlayan LH2 motorları tercih edilmiştir. Yapısal marjları pozitif tutmak ve toplam sistem kütlesini sınırlamak adına PMF değerleri %0.90 ila %0.95 arasında taranmış, motor performans tabloları ile çap ve oran analizleri entegre edilmiştir. Bu çalışma ile geliştirilen modüler hesaplama aracı, geleneksel basitleştirilmiş analizlerin ötesine geçerek, her alt sistem için mühendislik doğruluğuna sahip hesaplamalar gerçekleştiren, esnek ve uygulamaya dönük bir araç sunmaktadır. Geliştirilen sistem, hem akademik çalışmalar hem de endüstriyel mühendislik için ön tasarım ve detay mühendislik süreçleri arasında köprü kuran güçlü bir platform olma niteliğindedir.

Özet (Çeviri)

The design of launch vehicles powered by liquid rocket engines is a complex and multidisciplinary challenge that requires careful integration of mission requirements, propulsion system performance, and structural efficiency. Decisions made during the preliminary design phase have significant impacts on the overall performance, feasibility, and cost of the vehicle. Addressing the need for a structured and efficient approach to this phase, this study introduces a computational tool designed to streamline the early-stage design process of launch vehicles. The tool operates through a systematic workflow, beginning with the calculation of deltaV requirements for various mission scenarios. It evaluates the chemical performance of different propellant combinations using a pre-generated data set, providing rapid and accurate assessments essential for early design decisions. Users are able to input key design parameters such as payload capacity, the number of stages, and general engine performance characteristics. For stage deltaV distribution, the tool offers flexibility by allowing either user-defined input or an automated optimization process to minimize total vehicle mass. This adaptability supports both custom mission-driven configurations and efficient design solutions. The tool also performs a comprehensive scan of the vehicle's diameter range to ensure that mass margins are feasible. This process incorporates mass estimation models for structural components and subsystems, supporting realistic and practical design outcomes. Additionally, the tool allows users to designate design concepts, including general tank configurations and preferences, make sure that the resulting designs align with structural and operational constraints. After determining the configuration, the tool finalizes the vehicle's dimensions, mass properties, and structural margins. It further provides comprehensive cost analysis, estimating the costs of research and development, production costs, and potential development timelines. The tool's accuracy and reliability have been validated using data from existing or retired launch vehicles, demonstrating its effectiveness in producing feasible and realistic design solutions. By integrating performance analysis, structural evaluation, and cost estimation within a unified framework, the tool offers launch vehicle designers a valuable resource for making informed decisions during the early stages of launch vehicle development. This study contributes to the advancement of preliminary design methodologies in the space industry by providing a practical, flexible, and efficient approach to launch vehicle configuration and analysis. The developed tool supports the creation of innovative and cost-effective launch systems, bridging the gap between preliminary design and detailed engineering.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    948047

    Cryogenıc hydrogen tank thermal ınteractıons and effects on thermal stratıfıcatıon

    Kriyojenik hidrojen tanki termal etkileşimleri ve termal katmanlaşmaya etkisi

    SÜLEYMAN KURAL

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2025

    Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. AHMET ZİYAETTİN ŞAHİN

  2. Tez No

    863661

    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

    İngilizce

    2024

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ALİM RÜSTEM ASLAN

  3. 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

  4. Tez No

    383231

    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

    İngilizce

    2014

    Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MUSTAFA KEMAL ÖZGÖREN

  5. Tez No

    255836

    Optimal external configuration design of missiles

    Füzelerin dış geometrik konfigürasyonlarının eniyilenmesi

    ÇAĞATAY TANIL

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2009

    Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DR. GÖKMEN MAHMUTYAZICIOĞLU

    PROF. DR. BÜLENT EMRE PLATİN

Geri Dön