Çift tüplü hibrit roket motorunda oksitleyici debisinin yanma hızına etkisinin sayısal analizi
Numerical analysis of the effect of oxidzer mass flow on combustion rate in a twin tube hybrid rocket engine
Yazar: AMIN HAMIDIAN VASH
Danışman: PROF. DR. NURİ YÜCEL
Gazi Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2024
Konu: Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering

Özet:
Bu tezde hibrit bir rokette yanma hzının performansa etkisi sayisal olarak araştırılmıştır. Roket motorları katı yakıtlı, sıvı yakıtlı, hibrit roketleri şeklinde sınıflandırılmaktadır. Hibrit 
roket motorları, yakıt ve oksitleyicinin ayrı depolanmasından dolayı, katı yakıtlı roket motorlarına göre daha güvenilirdirler. Hibrit roket motorlarında yanma işlemi ateşleme 
sonrası durdurulabilmektedir. Hibrit roketler yeni ve nispeten daha az araştırılan konular 
arasında yer almaktadir. Hibrit roketlerdeki yanma hızının düşük olması bu tip roketlerin dezavantajlarından biridir. İlk olarak klasik bir hibrit roketincelenmiş ve oksitleyici akış hizi 
0,5, 1 ve 1,5 m/s için yanma hızı ve Mach sayısı, sıcaklık ve yakıt ve oksitleyicinin kütle oranı gibi diğer parametrelere etkisi araştırılmıştır. Daha sonra yanma hızını arttırmak için yanma odasının uzunluğu boyunca bir iç tüp yerleştirilmis ve oksitleyici, deliklerden yanma odasına enjekte edilmiştir. Katı yakıt olarak HTPB ve oksitleyici olarak da gaz oksijen seçilmiştir. Bu tür hibrit roketlere çift tüplü hibrit roket adı verilir. Bu tip roketlerde oksitleyici madde, roketin arka kısmındaki giriş deliklerinden ve ayrıca iç tüpün deliklerinden yanma odasına enjekte edilmektedir. Bu roket tipinde de oksitleyici akış hizi0,5, 1 ve 1,5 için regresyon oranı Ansys Fluent ve UDF kodu kullanılarak hesaplanmıştır. Cift tuplu hibrit rokette yanma hızının büyük ölçüde arttığı görülmüştür.

Abstract:
In this thesis, the effect of regression rate on the performance of a hybrid rocket was investigated numerically. Rocket engines are classified as solid fuel, liquid fuel and hybrid rockets. Hybrid rocket engines are more reliable than solid-fuel rocket engines because the 
fuel and oxidizer are stored separately. In hybrid rocket engines, the combustion process can be stopped after ignition. Hybrid rockets are among the new and relatively less researched topics. The low regression rate in hybrid rockets is one of the disadvantages of this type of 
rockets. First, a classical hybrid rocket was examined and its effects on other parameters such as regression rate and Mach number, temperature and mass fraction of fuel and oxidizer for oxidizer flow rates of 0.5, 1 and 1.5 m/s were investigated. An inner tube was then placed along the length of the combustion chamber to increase the regression rate, and the oxidizer was injected into the combustion chamber through the holes. Such hybrid rockets are called 
double-tube hybrid rockets. In this type of rocket, the oxidizer is injected into the combustion chamber through the inlet holes at the back of the rocket and also through the holes in the inner tube. HTPB was chosen as the solid fuel and gaseous oxygen was chosen as the oxidizer. In this rocket type, the regression rate for oxidizer flow rates 0.5, 1 and 1.5 was 
calculated using Ansys Fluent and UDF code. It has been observed that the combustion rate in the double-tube hybrid rocket has increased significantly.