Kısılabilir gaz jeneratörü çevrimli sıvı yakıtlı roket motoru tasarım aracı
Throattable open cycle liquid rocket engine design tool
Yazar: SELİN ÖNDER SONER
Danışman: PROF. DR. ERKAN AYDER
İstanbul Teknik Üniversitesi / Lisansüstü Eğitim Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Isı-Akışkan Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2023
Konu: Astronomi ve Uzay Bilimleri = Astronomy and Space Sciences

Özet:
Günümüz uzay taşımacılığında önemli bir yere sahip olan sıvı yakıtlı roket motorlarında, atmosfere giriş, gezegene iniş, yörüngeye yerleştirme gibi fonksiyonlarının yanı sıra uçuş yüklerine karşı aracın sağlık durumunun korunması amacıyla itki kısma operasyonu uygulanmaktadır.  
Sıvı yakıtlı roket motoru, uzay araçlarında sevk görevini üstlenen kısımdır. Bu nedenle, performanslarının doğru tayin edilmesi önem arz etmektedir. Sıvı yakıtlı roket motoru tasarımı ve performans verisinin türetilmesi, birçok parametrenin bir arada ele alınması ile gerçekleştirilmektedir. Bu sürecin daha etkin gerçekleştirilebilmesi tasarım araçları ile mümkün olabilmektedir.   
Bu çalışmada, farklı itki kısılma isterine yönelik gaz jeneratörü çevrimli sıvı yakıtlı roket motoru tasarımını gerçekleştirecek ve performans parametrelerini türetecek bir tasarım aracı geliştirilmiştir. 
Çalışma kapsamında öncelikli olarak sıvı yakıtlı roket motoru çevrim tipleri ve literatürde yer alan benzer tasarım araçları anlatılacaktır.   Gaz jeneratörü çevrimli roket motoru başlığında ise kritik tasarım parametreleri ve sıvı yakıtlı roket motoru bileşenlerinin tasarımı için literatürde yer alan matematiksel modellere yer verilmiştir. 
Metodoloji ve araçlar başlığında ise tasarım aracı içerisinde gerçekleştirilmekte olan hesaplamalar detaylandırılmıştır. Tasarım aracı itki odası, itki odası besleme hattı, güç dengesi, gaz jeneratörü, gaz jeneratörü besleme hattı, türbin çıkış lülesi, motor performans ve motor   boyutlandırma modüllerinden oluşmaktadır. Modül algoritmaları, her bir modül içerisinde sözde kod (ing. pseudocode) ile özetlenmiştir. Tasarım aracı, %100 itki seviyesi için F-1 roket motoru özellikleri kullanılarak doğrulanmış ve hata oranları validasyon başlığı altında verilmiştir. Kısılma durumunda performans değişimine yönelik literatürde veri bulunamaması sebebiyle, farklı kısılma değerleri için doğrulama çalışması yapılamamıştır.
Tasarım aracı kullanılarak, örnek bir motor tasarımı gerçekleştirilmiş ve kısılma durumunda itki odası debisi, itki odası basıncı, pompa çıkış basınçları, Turbopompa gücü, turbopompa devir sayısı, pompa verimleri, türbin verimi, türbin debisi, gaz jeneratörü basıncı, gaz jeneratörü besleme hattı kontrol vanası basınç kayıpları, türbin girişi ve çıkışındaki sıcaklık basınç değerleri, motor toplam itki ve özgül darbe değerlerinin nasıl değiştiği incelenmiştir. 
Sonuç olarak, bu çalışmada kısılabilir sıvı yakıtlı roket motoru tasarımı ve performans parametrelerinin türetilmesine yönelik bir tasarım aracı geliştirilmiş ve örnek bir motor ile kısılma durumunda performans parametrelerinde gözlenecek değişiklikler incelenmiştir.

Abstract:
Liquid propellant rocket engines have an important place in today's space transportation. Throttling can be applied to achieve atmosphere entering, planetary descent, orbiting, and to protect the health of the space vehicle against the flight loads. 
Liquid propellant rocket engines are responsible for propulsion in the space vehicles. Providing the required thrust is possible by determining and analyzing liquid propellant rocket engine performance accurately. 
Liquid propellant rocket engine design is carried out by considering many design parameters together. During the design phase, design tools provide an efficient proses while including and optimizing all design parameters. Therefore, this study focused on development of a such a design tool and developed a throattable liquid rocket engine design tool. 
This study is divided into three main titles. In the first title, liquid rocket engine cycle types and the design tools used for similar purposes will be explained.  In the second title, gas generator cycled liquid rocket engines,  the critical design parameters and mathematical models  used in liquid rocket engine component designs are explained. In third section, methodology and tools,   the assumptions and calculations carried out in the developed design tool are detailed.  The tool consists of eight sub modules, which are thrust chamber, thrust chamber feedlines, power balance, gas generator, gas generator feedlines, turbine exhaust system,  overall engine performance and engine sizing.  The module algorithms are summarized  with pseudocode in the each module heading.  The developed design tool is validated with F-1 rocket engine for 100% thrust level and the results error percent will be detailed in validation heading. Due to the lack of engine data in the literature, the design tool could not be validated for throttling conditions. 
Using the design tool, an engine design was carried out and in the case of throttling, it was examined the change in the critical design parameters like thrust chamber mass flow rate, thrust chamber pressure, pump outlet pressures, turbopump power, turbopump speed, pump efficiencies, turbine mass flow rate, turbine efficiency, gas generator pressure, pressure loss on flow regulator and mixture ratio valves, temperature and pressure at the turbine inlet end exit, engine total thrust, engine specific impulse. 
As a result, a design tool has been developed to design throattable liquid rocket engines and obtain critical performans parameters of the engine. The change in the performance parameters for throttling case in the example engine has been examined.