Sıvı yakıtlı turbopompa beslemeli roket motoru tasarım aracı geliştirme
Liquid propellant rocket engine turbopump design tool
Yazar: BARAN DENİZ
Danışman: PROF. DR. ERKAN AYDER
İstanbul Teknik Üniversitesi / Lisansüstü Eğitim Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Isı-Akışkan Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2024
Konu: Havacılık ve Uzay Mühendisliği = Aeronautical Engineering ; Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering

Özet:
Bu çalışmada sıvı yakıtlı roketlerin turbopompa sistemlerinin ve bileşenlerinin tasarım ve performans analizlerine yönelik bir yazılım geliştirilmiştir. Sıvı yakıtlı roketler, genellikle uzay uygulamaları amaçlı roketlerin son modülleri olup, nihai görevi gerçekleştirme amaçlıdır. Bu roketlerde tahrik sistemi başlıca basınçlı yanıcı ve oksitleyici içeren depolar, yanıcı pompası, oksitleyici pompası, ön yanma odası, ana yanma odası, türbin ve lüleden oluşur. Bu sistem bir mil üzerinde değişik biçimlerde tasarlanabilir.
Turbopompa sisteminin yüksek güç yoğunluğuna sahip olması istenir. Bu nedenle pompalar ve türbin yüksek devir hızlarında çalışırlar. Bu ise klasik tasarım yöntemlerine ilave olarak, önemli birikimlere ihtiyaç duyan farklı yöntemlerin geliştirilmesini ve güncel mühendislik araçlarının aktif kullanımını gerektirir. Bu çalışma turbopompa sisteminin geliştirilmesi ve optimize edilmesine bu bakış açısıyla yaklaşmaktadır.
Gerçekleştirilen çalışmada literatürde yer alan yayınlar ve çeşitli kitaplar yardımıyla bir yüksek hızlı pompanın tasarımı ve boyutlandırılması için gerekli olan eşitlikler ve yaklaşımlar bir araya getirilerek bir tasarım kılavuzu oluşturulmuştur ve bu tasarım kılavuzu python kodlama dili kullanılarak kullanıcı arayüzüne sahip bir tasarım aracı geliştirilmiştir. Tasarım aracı yardımıyla turbopompa tasarlamak isteyen bir kullanıcının çeşitli isteklerine göre hızlı bir biçimde pompa tasarımı yapabilmesi ve tasarım sürecinin kısaltılması amaçlanmıştır.
Gerçekleştirilen çalışmada kullanıcı için yüksek hızlı bir pompanın alt bileşenleri olan önçark, çark ve salyangoz tasarımı gerçekleştirilmektedir. Ayrıca motor bütünü ele alındığında tasarım aracı aracılığıyla yanma odası ve lüle tasarımı da gerçekleştirilebilmektedir. Gerçekleştirilen tasarımın ardından ise meridyenel kesitleri program aracılığıyla çizilmektedir.
Önçark ve çark tasarımlarının sonucunda meridyenel kesitte bir ağ yapısı oluşturulmakta ve oluşturulan bu meridyenel kesit ağ yapısında akım fonksiyonun çözdürülmesi sonucunda akış analizi gerçekleştirilmektedir. Bu sayede meridyenel kesitte hız alanları tespit edilebilmekte ve kullanıcılara sunulmaktadır.
Programda bir boyutlu kayıp korelasyonları yardımıyla basma yüksekliği bulunabilmektedir. Bir boyutlu kayıp korelasyonları tasarlanan önçark, çark ve salyangoz bileşenlerinde kullanılmaktadır. Ayrıca bir başka çalışma ile gerçekleştirilen yapay zeka modülü yardımıyla çark için performans tahmini gerçekleştirilmektedir. Bu tahmin modülü gerçekleştirilen hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizleriyle eğitilmiş olup tasarım aracına eklenme nedeni kullanıcıların tasarladıkları yüksek hızlı pompaları analiz etme isteğine karşın daha az analiz ile istedikleri sonuçlara ulaşabilmeleridir.
Yanma odası ve lülenin tasarlanması için gereken kimyasal reaksiyonlar NASA tarafından geliştirilen Chemical Equilibrium Analysis (CEA) yazılımı örnek alınarak geliştirilen bir kimyasal reaksiyon modülü kullanılarak belirlenmektedir. Geliştirilen bu modül yardımıyla belirlenen oksitleyici ve yakıt çifti için yanma odasında gerçekleşen yanma tepkimesi simüle edilmektedir.
Tasarım aracının tüm modülleri kullanıcı arayüzüne eklenerek kullanıcıların zorlu olabilecek bu tasarım sürecini daha kolay ilerletebilmeleri sağlanmıştır. Ayrıca yapılan yayınlar ile tavsiye edilen değerler ile özellikle tasarım aşamasında kullanıcılar bilgilendirilmeye çalışılmıştır. 
Sonuç olarak deneyimlediğim ticari yazılımlarda eksik olan kayıp korelasyonları ve motorun tamamının tasarlanmasına olanak sağlayan bu tasarım aracı kullanıcıların tasarım süreçlerini kolaylaştırmak ve tasarım süreci ile ilgili deneyimsiz kullanıcılara bilgi vermek amacıyla gerçekleştirilmiştir.

Abstract:
In this thesis work, a guide and software have been developed for students and engineers working on liquid-fuelled rocket engines with turbopump feed systems. The study involves the design and sizing of a high-speed pump by compiling equations and approaches necessary for the design from publications in the literature and various books. A design guide was created by assembling these equations and approaches, and a design tool with a graphical user interface was developed using the Python programming language. The aim was to enable users interested in designing turbopumps to quickly create pump designs based on various requirements and shorten the design process.
The graphical user interface is developed in python programming language via using the PYQT5 library. The aim of graphical user interface development is to help users to understand the basics of turbomachinery. This user-friendly interface especially developed for the students and includes important advices and helps in the design stage support and improve their knowledge on turbomachinery design.
The study focuses on the design of key components of a high-speed pump, including the inducer, impeller, and volute. Additionally, within the context of the entire engine, the design tool allows for the design of the combustion chamber and nozzle. Following the design process, the meridional sections are drawn using the program. A meridional section, in the context of turbomachinery, refers to a two-dimensional cross-sectional view of a turbomachine's flow path. It is a simplified representation that depicts the geometry and flow behaviour of the machine along a specific plane, typically in the plane of rotation for rotating components like blades. The term "meridional" comes from the fact that this section is typically taken along a plane that is perpendicular to the axis of rotation, creating a cross-sectional view that captures the geometry along a "meridian" line. Key aspects of turbomachinery components, such as blades, vanes, and passages, are often complex in three dimensions. A meridional section simplifies this complexity by collapsing the three-dimensional geometry into a two-dimensional representation. This simplified view is particularly useful for analysis, visualization, and design purposes. Meridional sections help define the fundamental geometry of the turbomachinery components. They determine the shape, size, and positioning of blades, vanes, and other passages. This is crucial for achieving desired flow characteristics and optimal performance.
As a result of the inducer and impeller designs, a mesh structure is created in the meridional section, and by solving the stream function in this meridional mesh structure, flow analysis is performed. This enables the determination of velocity fields in the meridional sections, which are then presented to users. Users can find out the streamlines and meridional velocity distribution on the meridional section and optimize its design. Design software uses the elliptic grid generation method by generating grid on the meridional section, all streamlines and meridional velocity is computed by using this grid.
For the calculation of head value for turbopump, software using one dimensional loss correlations. These one-dimensional loss correlations are applied to the designed inducer, impeller, and volute components. Loss correlation model was implemented in code by using formulas in the literature. There are three major loss for centrifugal impeller, namely, blade friction loss, blade loading loss and mismatching loss. In nominal flow rate, mismatching loss is zero unlike blade friction and blade loading loss. These correlations were derived from experimental results. For inducers, the losses are calculated via using an experimental work for inducers losses. Volute has three different loss reason. One of them is volute mismatching loss. Mismatching loss occurs when the impellers exit flow is not harmonious with the volute design. The other volute losses are friction loss and diffuser loss. Also, there is another loss correlation for turbopumps. Disk friction loss is originating from the discordance of a rotating component and stationary component. 
Furthermore, a predictive module for impeller performance is developed using an artificial intelligence model from another study. Designers need to analyse their design by using CFD tools whether impeller meet the desired performance values. This iterative method leads long design period because of the CFD analysis which is time-consuming. Hence, quick and accurate performance prediction is desired for all designers. Performance prediction module which is developed in this study is able to estimate impeller performance rapidly. This predictive module is trained with computational fluid dynamics analyses and added to the design tool to help users achieve their desired results with fewer analyses when evaluating the high-speed pumps, they designed. For ANN model, 160 different type impellers were analysed by ANSYS CFX. Also, when every 50 impellers generated, model was tested to obtain optimum data size. After testing phase, dataset including 160 impellers show good prediction performance. One blade passage of the impeller was used for impeller domain in CFD analysis in order to shortening time. ICEM CFD was meshing tool and k-w SST was the turbulence model that was used.
The chemical reactions required for the design of the combustion chamber and nozzle are determined using a chemical reaction module developed based on the Chemical Equilibrium Analysis (CEA) software developed by NASA. This module simulates the combustion reactions occurring in the combustion chamber for the chosen oxidizer and fuel pair and allows engineers and researchers to predict and analyse chemical reactions, thermodynamic properties, and equilibrium compositions of reactants and products in various combustion scenarios. It's particularly valuable for designing rocket engines, where precise knowledge of chemical reactions and equilibrium conditions is crucial for optimizing performance and safety. The software takes into account factors such as temperature, pressure, composition of reactants, and the types of chemical reactions occurring in the combustion process. It provides detailed information about species concentrations, enthalpy, entropy, and other thermodynamic properties, which are essential for designing combustion chambers, nozzles, and other components of rocket engines.
By integrating all modules of the design tool into the user interface, the thesis aims to make the challenging design process easier for users to navigate. Additionally, publications and recommended values are used to help inexperienced users, particularly during the design phase.
In conclusion, this design tool, which includes loss correlations and enables the design of the entire engine, is developed to facilitate users' design processes and provide information to inexperienced users about the design process, addressing a gap observed in existing commercial software.