Ali Emre SAMUR, ABDURRAHMAN HACIOĞLU, Arif KARABEYOĞLU

HİBRİT YAKITLI ROKET MOTORU ATEŞLEME/TEST DÜZENEĞİ TASARIMI

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 Bu makalede 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 oluşlarınedeniyle 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 elemanlarıincelenmiştir. Yapılan hesaplamalara göre şekillenen motor, yapılabilirlik açısından piyasada hazır bulunan ürünlerle uyumlu olacak şekilde kurgulanmıştır. 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 ENGINE TEST FACILITY DESIGN

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. In this essay, 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. 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

PDF

___

1]Cherng, D. L., & Tao, C. C. (1980, Aralık 10). Analysis of Hybrid Rocket Combusiton. Acta Astronautica, s. 619-631.
[2] Chiaverini, M., & Kuo, K. (2007). Fundamentals of Hybrid Rocket Propulsion and Combustion (Vol. 218). (F. Lu, Ed.) Virginia: American Institute of Aeronautics and Astronautics.
[3] Conley, E., & Valencia, J. (2012). Hybrid Rocket Experiment Station for Capstone Design. New Mexico: New Mexico State University.
[4] Davydenko, N. A., Gollender, R. G., Gubertov, A. M., Mironov, M. M., & Volkov, N. N. (2007, 11). Hybrid Rocket Engines: The Benefits and Prospects. Aerospace Science and Technology, s. 55-60.
[5] Dunn, Z., Dyer, J., Lohner, K., Doran, E., Bayart, C., Sadhwani, A., . . . Cantwell, B. (2007). Test Facility Development for the 15,000 lf Thrust Peregrine Hybrid Sounding Rocket. 43rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulison Conference & Exhibit. Cincinnati: American Institute of Aeronautics and Astronautics.
[6] Einav, O., Peretz, A., Hashmonay, B.-A., Birnholz, A., & Sobe, Z. (2009). Development of a Lab-Scale System for Hybrid Rocket Motor Testing. 45th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Colorado: American Institute of Aeronautics and Astronautics.
[7]Electric Actuators. (2015, 05 01). Swagelok: www.swagelok.com adresinden alınmıştır
[8] Gomes, S. R., Junior, L. R., Rocco, J. A., & Iha, K. (2011). Design and Testing of a Hybrid Rocket Motor. 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. California: American Institute of Aeronautics and Astronautics.
[9] Grosse, M. (1997). Development Work On a Small Experimental Hybrid Rocket. 33rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Seattle: American Institute of Aeronautics and Astronautics.
[10]Jefferson 2026 Series. (2014, 12 10). Jefferson: www.jefferson.com adresinden alınmıştır
[11] Karabeyoğlu, M. A. (2008). Hybrid Rocket Propulsion for Future Space launch. California: Space Propulsion Group Inc.
[12] Karabeyoğlu, M. A. (2013). AA 284a / MECH 427 Advanced Rocket Propulsion. İstanbul: Koç Üniversites