Static modelling of an open-cycle liquid-propellant rocket engine
Açık çevrim sıvı yakıtlı roket motorunun statik modellenmesi
- Tez No: 997272
- Danışmanlar: PROF. DR. FIRAT OĞUZ EDİS
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Savunma ve Savunma Teknolojileri, Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Defense and Defense Technologies, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2026
- 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: Belirtilmemiş.
Özet
Fırlatma araçlarında roket motorunun, belirlenen görev gereksinimlerini karşılayacak performansı sağlaması kritik öneme sahiptir. Bu uygunluk, motor performansının gereksinimler dâhilinde olduğunu gösteren kalifikasyon ve kabul testleri ile doğrulanır. Motor geliştirme test sayılarını azaltmak ve geliştirme sürecinde yer alan iteratif tasarım döngülerine yönelik daha hızlı tasarım kararları alabilmek fırlatma aracı geliştirme proje maliyeti açısından oldukça önemlidir. Dolayısıyla, fırlatma aracı geliştirme süreçleri içerisinde yüksek doğrulukta bir motor modelinin oluşturulması elzemdir. Roket motoru geliştirme çalışmaları boyunca motoru oluşturan alt sistem performanslarında belirlenen ve hedeflenen performans çıktılarında sapmalar oluşabilir. Ürüne dönüşen bileşen, ünite ve alt komplelerde oluşabilecek performans sapmalarının birikimsel etkisi roket motorunun performansını tasarım gereksinimlerinin dışına çıkmasına neden olabilir. Bu riskin minimize edilebilmesi ve roket motor performansının hedeflenen gereksinimleri sağlayacak şekilde kalibre edilmesi gereklidir. Bu nedenle, geliştirme dönemi boyunca izlenebilirliğin modelleme ile sağlanması ve performans sapmalarına karşın sistem özelinde alınacak kararların model çıktıları üzerinden verilmesi önem taşır. Bu tez kapsamında, açık çevrimli sıvı yakıtlı bir roket motoru olan gaz jeneratör çevrimli sıvı yakıtlı roket motorunun statik olarak modellenmesi gerçekleştirilmiştir. Geliştirilen statik model zamana bağlı bir çözüm içermemekte olup geçici rejim için modelleme yapmadığından statik model olarak adlandırılmıştır. Motorun bulunduğu çalışma rejiminde sağladığı kararlı hal performansını çıktı olarak türetmektedir. Çözüm içerisinde motoru oluşturan bileşen, ünite veya alt komplelere ait performans karakteristikleri girdi olarak kullanılmaktadır. İtki odası için alan oranı, enjektörler için boşaltma katsayıları, vanalar için akış katsayıları, pompalar için basma – akış eğrileri, türbin için verim eğrilerini, hidrolik hatlar için kayıp katsayıları girdi olarak kullanmaktadır. Statik model, gaz jeneratör çevrimli sıvı yakıtlı roket motoru çevrimini tanımlayan 16 doğrusal olmayan denklemin nümerik olarak çözülmesine dayanmaktadır. Bu denklemler içerisinde yer alan 16 motor performans parametresi çözüm kökü olarak belirlenmektedir. Her iterasyonda güncellenen bu parametrelerin yakınsaması ve denklemlere ait artık değerlerinin sıfıra yaklaşması ile birlikte çözüm tamamlanmaktadır. Statik modelde kullanılan denklemlerin çözülmesi sonucunda elde edilen 16 kritik performans parametresi; turbopompa devri, pompa verimleri, itki odası ve gaz jeneratörüne giden oksitleyici ve yanıcı debileri, yanma odası basınçları, türbin verimi, türbin adyabatik hızı, türbin çıkışındaki gaz sıcaklığı, türbin çıkışındaki gaz basıncı, ve türbinde yer alan lüle çıkışındaki Mach sayısını kapsamaktadır. Bu ana değişkenler belirlendikten sonra motor itkisi, vakum özgül itkisi gibi elde edilmek istenen diğer tüm sistem performans çıktıları hesaplanabilmektedir. Model çözümünde yer alan itki odasındaki yanma odası basıncını hesaplarken ihtiyaç duyulan yanma ürünü gaz özelliklerinin (örneğin, sıcaklık, özgül ısı oranı ve gaz sabiti) elde edilmesi amacıyla CEA,“Chemical Equilibrium and Applications”, kullanılmaktadır. Tez kapsamında çalışılan roket motorunda gaz jeneratörü yanıcı zengin çalışmaktadır. Yanıcı zengin yanma reaksiyonları için CEA kullanımı uygun olmadığından dolayı gaz jeneratöründe yer alan yanma odası basınç hesaplamalarında kullanılan gaz özellikleri uygun korelasyonlar kullanılarak elde edilmiştir. Kullanılan korelasyonlar ile deneysel sonuçlar arasındaki farklar tezde detaylı olarak verilmiştir. Statik model kullanılarak Kore Havacılık ve Uzay Araştırma Enstitüsü tarafından geliştirilen KRE-075 gaz jeneratör çevrimli sıvı yakıtlı roket motoru için performans sonuçları elde edilmiştir. Modelde kullanılan ve motoru oluşturan bileşen, ünite ve alt sistemlere ait girdi verileri KRE-075'in geliştirme sürecinde gerçekleştirilmiş olan ve açık literatürde yer alan testler ile analizlerden temin edilmiştir. Model doğrulaması amacıyla statik model sonuçları KRE-075 motoruna ait açık literatürde yer alan performans verileri ile karşılaştırılmıştır. Karşılaştırma sonucunda, tasarım verileri ile model çıktıları arasındaki farkın gaz jeneratörü toplam debisi ve yanma odası basıncı için yaklaşık %5, türbin basınç oranı için ise yaklaşık %8 olduğu belirlenmiştir. Gaz jeneratörü yanma odası basıncı hesaplanmasında yer alan gaz özelliklerinin belirlenmesi amacıyla kullanılan korelasyonlardan kaynaklanan bu sapmalar makul ve kabul edilebilir seviyede değerlendirilmiştir. KRE-075 motorunda motor debilerinin kontrolünü sağlayan 3 adet kontrol vanası mevcuttur. Bunlardan ikisi gaz jeneratörü oksitleyici hattı ve yanıcı hattında yer almakta olup diğeri itki odası yanıcı hattında yer almaktadır. Tez kapsamında, motorun tasarım noktası dışındaki motor performans haritasının türetilebilmesi amacıyla, 3 kontrol vanasının farklı kısılma oranları için motordaki performans cevabı türetilmiştir. Böylelikle, motoru oluşturan bileşen, ünite ve alt sistemlerin birbirleriyle etkileşimi detaylandırılarak motor performansı üzerindeki etkileri gösterilmiştir. Gaz jeneratörü oksitleyici hattında bulunan kontrol vanasının açıklığının arttırılması ile birlikte gaz jeneratöründeki yanma odası karışım oranının arttığı ve türbine beslenen gaz sıcaklığının yükseldiği belirlenmiştir. Artan gaz sıcaklığı türbin gücünü artırmakta, pompalara aktarılan gücün yükselmesi ise hem oksitleyici hem de yanıcı pompalar tarafından çekilen debilerin artmasına neden olmaktadır. Bu durum gaz jeneratörüne giden yanıcı debisinin de artışını sağlamaktadır. Gaz jeneratöründe üretilen gaz sıcaklığındaki artışa ek olarak, gaz jeneratörüne beslenen yanıcı debisinin yükselmesiyle türbine giren toplam kütlesel debinin kümülatif olarak artış göstermesi sonucunda, motorun itkisinin artırılması veya azaltılması işlemlerinde baskın kontrol değişkeninin gaz jeneratörü oksitleyici debisi olduğu görülmüştür. Gaz jeneratörü yanıcı hattındaki kontrol vanasının açılması ise gaz jeneratöründeki karışım oranını azaltmakta ve türbine beslenen gaz sıcaklığının düşmesine neden olmaktadır. Sıcaklık düşüşüne bağlı olarak türbin gücü azalmakta, bu da pompalara aktarılan gücün ve pompaların çektiği debilerin düşmesine yol açmaktadır. Sonuç olarak gaz jeneratörüne beslenen oksitleyici debisi azalmaktadır. Bu nedenle, gaz jeneratörü oksitleyici kontrol vanasında gözlenen birikimsel etki burada ortaya çıkmamaktadır. İtki odası yanıcı kontrol vanası pozisyon değişimlerinin sistem üzerindeki etkisinin sınırlı olduğu, buna karşın itki odası karışım oranının (O/F) dengelenmesi amacıyla uygun bir kontrol elemanı olduğu gösterilmiştir. Geliştirilen model, bir boyutlu geçici rejim çözümlerine kıyasla çok daha hızlı çözüm üretmekte ve sistemdeki değişimlere verilen yanıtı ayrıntılı biçimde ortaya koymaktadır. Bu yönüyle model, endüstriyel motor geliştirme faaliyetlerine destek sağlayabilecek ve akademik çalışmalar için köprü niteliği taşıyabilecek bir araç olma niteliği taşımaktadır.
Özet (Çeviri)
Ensuring that a rocket engine meets the mission performance requirements is critical for the successful operation of launch vehicles. Compliance with these requirements is verified through qualification tests. To reduce test costs and enable faster decision-making during development, establishing a high-accuracy engine model is a priority. Throughout the engine development process, subsystem performance may deviate from expected values. The cumulative impact of these deviations can drive overall engine performance outside the specified requirements. Therefore, maintaining traceability through modelling during the development phase and making corrective decisions based on model outputs are essential. In this thesis, an open-cycle liquid-propellant rocket engine is modeled. The model solves 16 nonlinear equations simultaneously to obtain 16 key performance variables that define the engine cycle. Once these key variables are determined, all remaining system performance outputs such as thrust, specific impulse, gas-generator temperature, and hydraulic pressure losses can be calculated. Using literature data, the model is applied to the KRE-075 engine and validated at the nominal design point. The largest discrepancy is observed in the gas-generator results and the turbine pressure ratio, reaching approximately 5 - 8%. This difference is attributed to the use of tabulated gas-property data from Huzel's book for the gas-generator solution under fuel-rich operating conditions. Under off-design operating conditions, variations in the positions of the control valves located in the gas-generator lines and in the thrust-chamber fuel line are investigated. For engine throttling, the most dominant effect is found to be driven by the gas-generator oxidizer control valve position, followed by the gas-generator fuel control valve position. Changes in the thrust-chamber fuel control valve position have a limited influence on the overall engine behavior. However, this valve is beneficial to trim the thrust chamber mixture ratio (O/F). The developed model produces solutions significantly faster than one-dimensional (1D) transient solvers and provides a detailed representation of the engine performance response to configuration changes. The model provides a practical, flexible and robust analysis for engine preliminary design stages. In this respect, the model is capable of supporting industrial engine development activities and can provide a common framework for both academic investigations and industrial design studies.
Benzer Tezler
- Afet yönetimine yönelik açık veri modeli ve konumsal analiz araçlarının geliştirilmesi: Heyelan ve sel örneği
Developing open geo-data model and analysis tools for disaster management: Landslide and flood case
M. SELİM BİLGİN
Yüksek Lisans
Türkçe
2013
Jeodezi ve Fotogrametriİstanbul Teknik ÜniversitesiBilişim Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. ARİF ÇAĞDAŞ AYDINOĞLU
- Examining the structural geology and exploring geothermal energy production potential of an oil/gas field in Thrace Basin, Turkiye
Trakya Havzası'nda, Türkiye, yer alan bir petrol/gaz sahasının yapısal jeolojisinin incelenmesi ve jeotermal enerji üretim potansiyelinin araştırılması
MELEK ALTIN
Doktora
İngilizce
2025
Petrol ve Doğal Gaz Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiJeoloji Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. GÜRSEL SUNAL
PROF. DR. MUSTAFA ONUR
- Yatay yükler etkisindeki büyük çaplı kazıkların davranışlarının belirlenmesi
Determining the behavior of large diameter piles subjectedto lateral loads
ALİ SÜHA KIN
- Fonksiyonel güvenlik kapsamında elektrik motoru takviyeli direksiyon sisteminin model tabanlı yazılımının geliştirilmesi
Model-based software development of electric motor assisted steering system within the scope of functional safety
CENGİZ AYDIN
Yüksek Lisans
Türkçe
2022
Otomotiv Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ OSMAN TAHA ŞEN
- Bell-crank tahrikli yakınsak nozul mekanizmasının tasarımı ve yapısal analizi
Design and structural analysis of a bell-crank driven convergent nozzle mechanism
BATUHAN AK
Yüksek Lisans
Türkçe
2026
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. VEDAT ZİYA DOĞAN