Hibrit yakıtlı roket motoru ateşleme/test düzeneği tasarımı

Abstract

Hibrit yakıtlı roket motorları, kimyasal roket motorlarının görece az araştırılmış alanıdır. Kullandıkları yakıt ve oksitleyiciler farklı formlarda olduğu için emniyetli ve ucuzdurlar. Ancak büyük ölçekli yükleri uzay ortamına taşıyacak kadar yüksek itki seviyelerine henüz ulaşmamışlardır. Düşük yanma hızı, yanma kararsızlıkları, yakıt çeşitleri gibi alanlarda yapılacak gelişmeler ile giderek artan uzay araştırmalarında yerini alacaktır.Üniversite seviyesi araştırmalarda kullanılacak hibrit roket motorları küçük ölçekli ve düşük bütçeli motorlardır. Genellikle kapalı ortamlarda çalışmaya elverişli bu motorlar saha çalışmaları öncesi teorilerin denendiği yapılardır. Bu motorlar üzerinde yapılan çalışmalar büyük motorlara ölçeklendirilir.Bu tezde laboratuar şartlarında çalıştırılacak bir hibrit roket motorunun tasarımı ve bu tasarıma esas hesaplamaları yapılmıştır. Disiplinlerarası bir çalışma gerektiren bu tasarımda motor bloğu detaylı olarak tasarlanmış, diğer bileşenleri ise tasarıma yönelik açıklanmıştır. Kolay bulunurluk ve ekonomik oluşları nedeniyle yakıt olarak PMMA, oksitleyici olarak da gaz oksijen seçilmiştir.Eksenel akışlı hibrit motorda tek nokta enjeksiyon ile tek silindirik portlu yakıt çekirdeği incelenmiştir. Veri toplama düzeneğinin de sisteme dahil edilmesi ile motor üzerinden anlık sıcaklık ve basınç bilgileri alınarak çalışmalara esas değerler kayıt altında alınabilir. Veri toplama düzeneğine ait ana bileşenler ilgili bölümde açıklanmıştır.Hibrit motor bileşenleri, ana oksitleyici sistemi, ateşleme sistemi ve veri toplama sistemi elemanları incelenmiştir. Yapılan hesaplamalara göre şekillenen motor, yapılabilirlik açısından piyasada hazır bulunan ürünlerle uyumlu olacak şekilde kurgulanmış ve malzeme listesi çalışma sonunda sunulmuştur.Halihazırda ülkemizde üzerinde çalışma yapılabilecek kurulu bir hibrit roket motoru test düzeneği bulunmamaktadır. Bu tezde motor bloğunun detay, tüm sistemin ise kavramsal tasarımı yapılmıştır. İhtiyaç duyulan fon ve uygun çalışma takviminin sağlanması durumunda bu tasarım gerçeklenerek ülkemizin ilk hibrit roket motoru test düzeneği olarak yerini alabilir.

Hybrid rocket engines is relatively less researched subject of chemical rockets. Using fuel and oxidizer in different phases hybrids are safe and cheap. Yet, they are not generating enogh thrust to deliver heavy payloads to edge of space. Continuing researches on low regression rates, combustion instabilities and propellant diversity would carry this very subject to space.Hybrid motors for academic level studies are small-scaled and relatively cheap instruments. Designed for indoor researches, these instruments provide experimental studies for presented theories. The outcomes of these sub-scale hybrids are scaled up to larger motors.In this thesis, a lab-scale hybrid rocket engine is designed and performance calculations of this design is executed. As an interdisciplinary study, hybrid facility's engine components are detail-designed, other components are explained as an input. PMMA and gaseous oxygen are chosen as fuel and oxidizer respectively due to their ease of availability and low-cost.Axial flow hybrid motor with a single injector is examined, including single port fuel grain. With the addition of DAQ sub-system, it would be available to record instant pressure and temperature values to study on. The main components of DAQ sub-system are included in related chapter.Hybrid engine components, main oxidizer system, ignition system and data acqusition system is studied in this thesis. Hybrid engine, shaped according to calculations, is modified to be compatible with off the shelf products for the ease of manifacture. Bill of materials is listed at the end.Our country does nor accomodate any ready-to-use hybrid rocket test facility. With the finding of sufficient funds and appropriate schedule it's not a matter of subject having the first facility in Turkish Air Force Academy.