Scramjet motorları için deney tasarımı metodlarını kullanarak kavramsal tasarım yönteminin geliştirilmesi
Development of conceptual design methodolgy for scramjet engines by using design of experiments
Yazar: MUHİDDİN TUĞRUL AKPOLAT
Danışman: DOÇ. DR. MUSTAFA SERDAR GENÇ ; DR. KEMAL ATILGAN TOKER
Erciyes Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü
Derece: Yüksek Lisans, 2014
Konu: Havacılık Mühendisliği = Aeronautical Engineering

Özet:
Scramjetler kullanılarak turbomotorların, ramjetlerin ve roketlerin bazı dezavantajlarının aşılabildiği görülmüştür ve scramjetler ya da scramjetlerin başka bir itki sistemiyle (turbomotor, roket) birlikte kullanıldığı birleşik çevrimler uzay yolculuklarında, sivil havacılıkta ya da askeri amaçla kullanılması planlanmaktadır. Bunun sonucu olarak birçok ülkede scramjet programları geliştirilmeye başlanmıştır. Bir scramjet programı geliştirilirken kavramsal tasarım yapmak gerekmektedir. Bu amaçla bu tezde, MATLAB'de bir scramjetin akım itki analizi yöntemini kullanarak kavramsal tasarımını yapan arayüzlü bir program yazıldı. 
MATLAB'de yazılan program bir deney düzeneği gibi kullanılarak belirli girdi aralıklarında çözümler yaptırıldı ve üç farklı cevap (özgül darbe, toplam verim ve yanma odası çıkış sıcaklığı) alındı. Alınan bu cevaplar girdilerle birlikte cevap yüzeyi yöntemi kullanılarak değerlendirildi ve tüm cevaplar için regresyon denklemleri çıkartıldı. Böylece programa yani deney düzeneğine ihtiyaç kalmadan tek bir denklemle belirli bir hatayla cevapların hesaplanması sağlandı. Elde edilen regresyon denklemleri kullanılarak cevapların optimum değerlerini almasını sağlayan parametre değerleri bulundu. Ayrıca, cevaplar ikili ve üçlü olarak da değerlendirilerek aynı anda birden fazla cevabın optimum değerlerini elde etmek için gerekli parametre değerlerleri bulundu ve deney tasarımı kullanılarak parametrelerin ve parametre kombinasyonlarının cevaplara etki düzeyleri bulundu. 
Sonuç olarak yakıt/hava oranının irdelenen üç cevap için de en etkili parametre olduğu bulundu. Ayrıca, özgül darbenin optimum cevabı alması için kullanılması gereken yakıtın JP-7 olduğu belirlendi. Üç cevabın da birbirinden farklı parametre değerlerinde optimum değerlerini aldığı görüldü. Yanma odası çıkış sıcaklığının bir tasarım kısıtı olarak kullanıldığı, özgül darbenin önem değerinin toplam verimin önem değerinden daha yüksek tutulduğu durum için optimum parametre değerleri çok yüksek irtifa (düşük çevre sıcaklığı), düşük uçuş Mach sayısı, düşük yanma odası Mach sayısı ve stoikiometrik orandan düşük bir yakıt/hava oranının optimum cevap değerlerini verdiği görüldü ve bu parametrelerle üç cevap için de belirlenen hedeflere yakın değerler elde edildi.

Abstract:
It was well understood that by using scramjets the disadvantages of turbine engines and rockets can be overcame. Scramjets or combined cycles such as scramjets and rockets or scramjets and turbine engines, are planned to be used for civil aviation, space travels, and military purposes. As a result of this scramjet programs are developed in many countries. Preliminary design is needed to be done before initiating a scramjet program. For this purpose, within the scope of this thesis a preliminary design code with an interface was developed in MATLAB by using stream thrust analysis method.
By using the code as an experimental set-up, three different responses (specific impulse, overall efficiency and combustion chamber exit temperature) were calculated with respect to input values. The responses and the inputs evaluated by using response surface methodology and regression equations for each response. Thus, instead of using the code, in other words the experimental set-up, the responses can be calculated by using a single equation. By using the regression equations the optimum values of parameters were calculated. Furthermore, the responses were evaluated in combinations of two and finally in a combination of all three, and the values of the optimum parameters were found which gives the optimum results for all of the responses. The levels of influence of each parameter and parameter interaction for each response were found. 
Results showed that the fuel/air ratio is the most influent parameter for all of the responses inspected. Moreover, it was found that in order to optimize the specific impulse JP-7 fuel should be used. All of the responses were optimized by different parameter values. For the case in which combustor exit temperature was used as a constraint and the value of importance of specific impulse was greater than that of overall efficiency's the optimum parameter response values were obtained at very high altitude (low freestream temperature), low flight Mach number, low combustor Mach number and at a fuel/air ratio which is lower than the stoichiometric ratio. The values of the responses at aforementioned input parameter values were approximately equal to the target values.