Hibrit roket motorlarında nümerik geometri optimizasyonu
Numeric geometry optimization in hybrid rocket engines
Yazar: DİLARA KOÇAK
Danışman: PROF. DR. AYDOĞAN ÖZDAMAR
Ege Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Makine Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2020
Konu: Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering

Özet:
Sıvı yakıtlı roketlerin pahalılığı ve karmaşıklığı, katı yakıtlı roketlerin patlama tehlikesi ve itki kontrolü sorunları nedeniyle, güvenlik avantajı da dikkate alınarak son zamanlarda hibrit roketlere yönelindiği görülmektedir. Hibrit roketlerin güvenlik, ekonomiklik, itki kontrol kolaylığı, yakıtın taşınmasında tehlike oluşturmaması yanında, yanma hızı ve buna bağlı olarak itkisinin düşük olması olumsuzluğu vardır. Bu olumsuzluk, katı yakıt olarak parafin kullanılarak bir ölçüde aşılabilmektedir.
Roket motorlarında ana amaç, mevcut şartlar altında en yüksek itkiye ulaşmaktır. Bu itki, genel olarak, OF (yakıcı/yanıcı) oranına, yakıcı enjektör çapına, yakıcı ve yanıcının kütlesel debisine, ön-yanma odasının uzunluğuna, arka-yanma odasının uzunluğuna, yakıtın boyu ve çapına, nozulun yakınsak kısmının boyu ve şekline, nozulun ıraksak kısmının boyu ve şekline, çevre basıncına, yanma odası basıncına, yanıcı ve yakıcının kimyasal bileşenlerine bağlıdır. Bu çalışmada, sıvı oksijen-parafin itici çifti kullanılarak optimum bir hibrit roket motoru tasarımı hedeflenmiştir. Motor ön tasarımı, literatürde verilen yöntemler kullanılarak gerçekleştirilmiş, daha sonra sonlu hacimler nümerik yöntemini kullanan Ansys Fluent Paket programı kullanılarak, motor parametrelerinin en iyi değerleri belirlenmiş ve bu şekilde elde edilen en iyi roket motorunun analizi yapılmış, itki, özgül itki, boğaz ve nozul çıkışındaki Mach sayıları, motor içindeki sıcaklık, basınç ve yoğunluk değişimleri verilmiştir.
Anahtar sözcükler: Yanma, Hibrit roket motoru, Sonlu Hacimler Yöntemi, Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği , Nozul.

Abstract:
Due to the cost and complexity of liquid rockets, the explosion hazard of solid fuel rockets and the problems of thrust control, it has been observed that hibrid rockets which have safety advantage are preffered recently. Hybrid rockets are safe, cheap, easy to thust control, not dangerous for the transportation of fuel. But, they also have low regression rate and therefore low impulse. This disadvantage can be overcome by using paraffin as solid fuel.
The main goal in rocket engines is to reach the highest thrust under the current conditions. In general, this impulse depends on the OF (oxidizer / fuel) ratio, the diameter of the oxidizer injector, the mass flow of the oxidizer and fuel, the length of the pre-combustion chamber, the length of the post-combustion chamber, the length and diameter of fuel, the length and shape of the convergent part of the nozzle, the length and shape of the divergent part of the nozzle, the ambient pressure, the combustion chamber pressure, the chemical components of the the oxidizer and fuel. In this study, an optimum hybrid rocket engine design is aimed by using liquid oxygen-paraffin propellant pair. The engine preliminary design was carried out using the methods given in the literature, then the best values of the engine parameters were determined using the Ansys Fluent program, which uses the finite volumes numerical method, and the best rocket engine obtained in this way was analyzed, the thrust, the specific thrust, the Mach numbers at the throat and outlet of nozzle temperature, pressure and density changes in the engine are showed.
Keywords: Combustion, Hybrid Rocket Motor, Fluent, Finite Volume Method, Computational Fluid Dynamics, Nozzle