Sıvı yakıtlı roket motorları için itki kontrolörü tasarımı
Thrust controller design for liquid propellant rocket engines
Yazar: KAMİL YEKTA US
Danışman: PROF. DR. İLHAN KOCAARSLAN
İstanbul Teknik Üniversitesi / Lisansüstü Eğitim Enstitüsü / Mekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Mekatronik Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2024
Konu: Mekatronik Mühendisliği = Mechatronics Engineering

Özet:
Sıvı Yakıtlı Roket Motorları (SYRM), kullandığı sıvı formdaki yakıt çiftinin istenen yanma karakteri ve karışım oranına uygun olacak şekilde ihtiyaç duyulan basınç ve debi değerlerinin sağlanması sonucu yanma reaksiyonunun gerçekleştiği ve çok yüksek itkiler üretebilen sistemlerdir. Sıvı Yakıtlı Roket Motorları, sisteme beslenen yakıt çiftinin yanma reaksiyonunun, hedeflenen itki seviyesini sağlayacak basınç ve debi değerlerinde kimyasal yanma reaksiyonunun gerçekleştiği sistemlerdir. Yanma reaksiyonu için ihtiyaç duyulan yakıt çiftlerinden birinin yakıcı özellikte, diğerinin ise yanıcı özellikte olmasını gerektirmektedir.
SYRM'ler, geçmişten bugüne birçok taktik sistem ve uzay projeleri için geliştirilmiş olup, farklı yakıt çiftleri ve farklı konfigürasyonlarda kullanılmaktadırlar. Özellikle Soğuk Savaş döneminde hızlanan ve gelişim gösteren uzay yarışı neticesinde roket ve fırlatma araçları konularındaki çalışmalar ivme kazanmıştır. Bu çalışmalar neticesinde yörünge yönelim, ay misyonu kapsamında insanlı uçuş ve iniş, kalkış manevralarının gereksinimleri neticesinde itki seviyesi kontrol edilebilir roket motoru ihtiyacı kaçınılmaz hale gelmiştir. SYRM'ler tekrar kullanılabilirlik, çoklu ateşleme, yanma verimliliği ve itki seviyesi kontrolü gibi Katı Yakıtlı Roket Motor'ları (KYRM) ve Hibrit Roket Motorları'ndan farklılaşan birçok teknik özelliğe sahiptir. Bu teknik özelliklerden ötürü hassas yörünge yerleşimi ve iniş gibi isterlerin sağlanması gereken projelerde KYRM'ler ve Hibrit Motor'lar yerine sıklıkla tercih edilmektedir.
SYRM'ler, farklı çevrim tipleri ve farklı yanma verimliliklerine bağlı itki seviyeleri bakımından kategorilere ayrılmaktadır. Misyonun gereksinimleri kapsamında üst sistem seviyesinde gerçekleştirilen kavramsal seçim, SYRM'lerde kullanılan akış kontrol bileşenlerinin tasarım ve doğrulama aşamalarına doğrudan etki etmektedir. Bu sebeple, üst sistem kavramsal seçimi olan SYRM çevrim tipi, geliştirilen sistemler literatür ve sektör içerisinde teknik açıdan farklılıklara sahiptir.
Tezde verilen çalışmada Gaz Jeneratörü Çevrimli Sıvı Yakıtlı Roket Motorlarında sistemin itki seviyesi kontrol etme kabiliyetinin kazanılması amacıyla geliştirilen bir itki regülatörünün matematiksel modeli, tasarımı, analizleri, alt bileşenlerinin üretimi ve testleri yapılmıştır. Geliştirilen ve bu çalışmada sunulan sistemin teknolojik olarak kritik olması ve bilgilerinin gizliliği sebebiyle literatürde sınırlı çalışma olmasına karşın ortaya koyulan çıktıların literatüre kaynak zenginliği getirmesi hedeflenmiştir.
Çalışmada akışkan olarak su kullanılmış ancak sistem farklı yakıt çiftlerine uygun olarak tasarlanmıştır. Buna karşın tasarım doğrulama testleri; akış analizleri ile aynı sınır koşullarına yakınsanarak su ile gerçekleştirilmiştir. Çalışmadaki çıktılar bu verilen bilgiler ışığındadır.  Bu çalışmada sunulan çıktılar ürünün çalışacağı gerçek sistemdeki isterler gözetilerek verilmemiştir. İlk olarak kavram seçimi yapılmıştır. Kavram seçimi, İtki Regülatörü'nün hem armatür kavramı için hem de eyleyici bütünü kavramı için ayrı ayrı yürütülmüş ve her iki kavramın da çıktıları gözetilerek alternatifler belirlenmiş ve çalışmada detaylandırılmıştır. 
Kavramsal tasarım sonrasında sistem statik ve dinamik olarak ayrı ayrı modellenmiş olup, sonrasında ilgili modeller Matlab ve Simulink yazılım ortamında birleştirilerek çıktıları incelenmiş ve buradan elde edilen parametreler katı modelleme programına mekanik parçaların ölçülendirilmesi ve toleranslandırılması için katkı sağlamıştır.
Katı modelleme çalışmaları CATIA programında gerçekleştirilmiş olup, modelleme sonrasında yapısal analiz (ANSYS) ve akış analizleri (CFD) tamamlanmıştır. Matematiksel model ile CFD çıktılarının karşılaştırılmasına takiben sisteme ait gereksinim tabloları oluşturulmuş ve alt parçalara ilgili gereksinimler kırılmıştır. Bunlar, mekanik alt parçalar ve eyleyici bütünü olarak ilerlemiştir. Eyleyici bütünü ve mekanik parçaların tamamı ülke içerisinde geliştirilmiş/üretilmiş olup, öncül doğrulama testleri parça bazlı gerçekleştirilip, bütünleme işlemi bu doğrulama testlerinin çıktılarına uygun olacak şekilde gerçekleştirilmiştir.
Test, simülasyon çıktıları karşılaştırılarak tasarım doğrulama çalışmaları tamamlanmıştır.

Abstract:
Liquid Rocket Engines (LREs) are systems that utilize liquid fuel pairs in a liquid state to achieve combustion reactions, resulting in the generation of very high thrusts, provided that the required pressure and flow values for the desired combustion character and mixture ratio of the fuel pair are met.
LREs have been developed for many tactical systems and space projects from past to present and are used in different fuel pairs and different configurations. As a result of the space race, which accelerated and developed especially during the Cold War period, studies on rockets and launch vehicles gained momentum.
 As a result of these studies, the need for a rocket engine with controllable thrust level has become inevitable as a result of the requirements of orbital orientation, manned flight within the scope of the lunar mission, and landing and take-off maneuvers. SYRMs have many technical features that differentiate them from Solid Fuel Rocket Engines (SRM) and Hybrid Rocket Engines, such as reusability, multiple ignition, combustion efficiency and thrust level control. Due to these technical features, they are frequently preferred over SFREs and Hybrid Engines in projects where requirements such as precise orbital placement and landing must be met. Flow control components are critical components equipped with different features and found in liquid fuel rocket engines, hydraulic and pneumatic lines.
Thanks to the functions assigned to them, these components are used to determine the flow rates, pressures or flow directions of these fluids in a way that is multi-purpose and compatible with many different fluid media. One of the main functions for liquid fuel rocket engines is controllability. Controllable fluid power and fluid media allow the desired pressure and flow rates to be achieved. Thus, the functions expected from a liquid fuel rocket engine can be achieved.
Thanks to these accessible functions, many military and civilian projects have been implemented, and the space race, which is one of the greatest pursuits for humanity and has been going on since the Cold War period, has gained momentum.
Specialized systems such as fuel filling valves, one-way valves, thrust control valves, pressure regulators and solenoid propellant valves in many liquid fuel rocket engines from past to present are very useful in achieving the desired thrust levels and moving towards the target in tactical systems as well as in manned and unmanned systems. They have performed many functions.
 Especially for pressurized systems, it is very important that the fluid media is delivered as desired. The delivery type depends on the fluid feed rate, pressure and line diameters of the pneumatic and hydraulic feed lines. For this reason, various types of check valves, safety valves and pyrotechnic valves are frequently used. For example, while check valves allow one-way flow of fluid media, priotechnic valves are used to prevent pressure losses in long-term storage by providing the desired seal in storable systems thanks to the hermetic sealing feature they provide.
 On the other hand, solenoid valves are considered pusher valves and can be used for isolation purposes to transmit pressurized fluids in pilot feed lines to pneumatic actuators. Apart from the mentioned features and valves, many types of system-based specialized valves can be found in the literature.
The thrust control valve, which is the subject of this thesis, was developed to ensure that the combustion chamber pressure is reached by controlling the oxidizer and combustible mixture ratio of the liquid fuel rocket engine to reach the desired thrust level of the system.
The thrust controller plays an important role in controlling the thrust level in repeated combustion situations, which is one of the most important features of liquid fuel rocket engines, as well as preventing hard starts and pressurizing turbopump systems in a way that adheres to the desired performance curve. In addition to their complex structures, these valves, which tend to have a non-linear profile due to the fluid media being at high pressures and flow levels, are aimed to be designed to establish a linear relationship as the subject of the thesis.
In the presented thesis, a mathematical model, design, analysis, production of subcomponents, and testing of a thrust regulator developed to achieve thrust level control in Gas Generator Cycle Liquid Rocket Engines are conducted. Despite the limited existing literature due to the technological criticality and confidentiality of the information related to the developed system in this study, the aim is to enrich the literature with the presented outputs.
Water is used as the working fluid in the study; however, the system is designed to be compatible with different fuel pairs. Nevertheless, design verification tests have been conducted with water by closely approximating the same boundary conditions as flow analyses.  The outputs in this study are based on the given information. 
The presented outputs in this study have not been provided considering the requirements of the real system in which the product will operate. Concept selection was made first. Concept selection was carried out separately for both the armature concept and the actuator assembly concept of the Thrust Regulator, and alternatives were determined and detailed in the study, considering the outputs of both concepts.
Following conceptual design, the system was modeled separately in static and dynamic modes, and then the relevant models were integrated in the Matlab and Simulink software environment, and the outputs were examined. 
Solid modeling studies were carried out in the CATIA program, and after modeling, structural analysis (ANSYS) and flow analyses (CFD) were completed. Following the comparison of mathematical model and CFD outputs, requirement tables for the system were created, and relevant requirements were broken down into subcomponents. Progress was made as mechanical subcomponents and actuator assembly.
The actuator assembly and all mechanical parts were developed/produced within the country, and preliminary verification tests were conducted on a component basis, and the integration process was carried out in accordance with the outputs of these verification tests.
The design verification studies were completed by comparing test and simulation outputs Liquid Rocket Engines (LREs) are systems that utilize liquid fuel pairs in a liquid state to achieve combustion reactions, resulting in the generation of very high thrusts, provided that the required pressure and flow values for the desired combustion character and mixture ratio of the fuel pair are met.