Conceptual Design and Analysis of a Cryogenic Hydrogen Fueled 100 kN Thrust Capacity Rocket with RPA Program

Yıl 2022, Cilt: 14 Sayı: 1, 164 - 175, 31.01.2022

Safa Korkmaz Hayri Yaman

https://doi.org/10.29137/umagd.982713

Öz

In this study was made a conceptual design and analysis of thrust chamber of 100 kN rocket powered by cryogenic hydrogen. Cryogenic oxygen was used as oxidizer. It was determined as boundary conditions which the combustion chamber pressure is 20 MPa and the nozzle outlet pressure was determined 0.101325 MPa. The optimum rocket geometry was created using the RPA computer program within the boundary conditions. Three-dimensional rocket model was drawn with the SOLIDWORKS program. The analysis of the designed rocket was carried out using RPA and CEA programs. Changes of pressure, temperature and Mach number which is rocket internal ballistic parameters were investigated. According to the analysis outputs, the combustion chamber temperature was 3290.9 K and the nozzle exit temperature 1310 K. The nozzle outlet pressure obtained from the RPA and CEA programs was provided as 0.1013 MPa under sea level conditions as desired.

Anahtar Kelimeler

Thrust chamber design, Analysis, RPA, CEA, Combustion

Kriyojenik Hidrojen Yakıtlı 100 kN İtki Kapasiteli Bir Roketin RPA Programı ile Kavramsal Tasarım ve Analizi

Öz

Bu çalışmada, kriyojenik hidrojen yakıtlı 100 kN itki kapasiteli bir roketin teorik itki odası tasarım ve analizleri yapılmıştır. Oksitleyici olarak kriyojenik oksijen kullanılmıştır. Yanma odası basıncı 20 MPa ve nozul çıkış basıncı 0.101325 MPa sınır şartları olarak belirlenmiştir. Sınır şartları dahilinde RPA bilgisayar programı kullanılarak optimum roket geometrisi oluşturulmuştur. SOLİDWORKS programı ile üç boyutlu roket modeli çizilmiştir. Tasarımı yapılan roketin analizleri RPA ve CEA programları kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Roket iç balistik parametreleri olan basınç, sıcaklık ve Mak sayısı değişimleri incelenmiştir. Analiz sonuçlarına göre yanma odası sıcaklığı 3290.9 K ve nozul çıkış sıcaklığı 1310 K olarak ölçülmüştür. RPA ve CEA programlarından elde edilen nozul çıkış basıncı arzu edildiği gibi deniz seviyesi şartlarında 0.1013 MPa olarak sağlanmıştır.

Anahtar Kelimeler

İtki odası tasarımı, Analiz, RPA, CEA, Yanma

Kaynakça

• Baxi, P., Jain, R., Dhadke, Y., Chhabra, Y. ve Khatawate, V. H. (2021). Design and Analysis of Bell-Parabolic De Laval Rocket Exhaust Nozzle. 2021 4th Biennial International Conference on Nascent Technologies in Engineering (ICNTE) içinde (ss. 1–6). IEEE.
• Cai, G., Fang, J., Xu, X. ve Liu, M. (2007). Performance Prediction nd Optimization for Liquid Rocket Engine Nozzle. Aerospace Science and Technology, 11(2–3), 155–162.
• Cengiz, K. (2010). Development Of An Iterative Method For Liquid-Propellant Combustion Chamber Instability Analysis. Uzay Mühendisliği. Orta Doğu Teknik Üniversitesi.
• Dönmez, C. E. (2018). Kompozİt Esasli Kati Roket Yakit Numunesİnİn Karaktersİtİk Özellİklerİnİn Deneysel İncelenmesi. FEN BİLİMLERİ ENSTİTÜSÜ. Kırıkkale Üniversitesi.
• Gill, G. S. ve Nurick, W. H. (1976). Liquid Rocket Engine Injectors.
• Hetem, A., Miraglia, J., Burian, R. ve Caetano, C. A. C. (2011). Numerical Simulation Of Liquid Propellant Rocket Engines. MIPRO, 2011 Proceedings of the 34th International Convention içinde (ss. 930–934). IEEE.
• Huang, D. H. ve Huzel, D. K. (1971). Design of Liquid Propellant Rocket Engines Second Edition.
• Karayel, E. (2018). Roket Motor Borusu Tasarımının Balistik Parametrelere Etkisinin Araştırılması. fen Bilimleri Enstitüsü. Kırıkkale Üniversitesi.
• Ngwu, G. O., Ugheoke, B. I., Yusuf, O. T., Nyabam, M. A. ve Onuh, S. O. (2020). Numerical Analysis and Modelling of a 100 N Hypergolic Liquid Bipropellant Thruster. Advances in Aerospace Science and Technology, 5(4), 85–99.
• Ojeda, C., Prescott, K. T. ve Persaud, T. (2017). Production and Manufacture of Low-Cost Liquid Rocket Engines for Sounding Rockets. 53rd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference içinde (s. 4841).
• Pillai, E. T. (2018). Space-capable sounding rocket design for collegiate teams. 2018 IEEE Aerospace Conference içinde (ss. 1–13). IEEE.
• Ponomarenko, A. (2009). RPA: Design tool for liquid rocket engine analysis.
• Raposo, H. C. T. (2016). Mixture Ratio and Thrust Control of a Liquid-Propellant Rocket Engine. Aerospace Engineering. Centre National D’études Spatiales.
• Rodríguez Otero, R., Morales-Jimenez, S., Ureña Contreras, K. ve Baez Cortes, J. (2020). Loxodon-1: Development of the First Liquid Rocket Engine in Puerto Rico. ASCEND 2020 içinde (s. 4258).
• Samur, A. E. (2015). Hİbrİt Yakitli Roket Motoru Ateşleme/Test Düzeneğİ Tasarimi. Havacilik Ve Uzay Teknolojİlerİ Enstİtüsü. Hava Harp Okulu.
• Santos, E. A., Alves, W. F., Prado, A. N. A. ve Martins, C. A. (2011). Development of Test Stand For Experimental Investigation of Chemical and Physical Phenomena in Liquid Rocket Engine. Journal of Aerospace Technology and Management, 3(2), 159–170. doi:10.5028/jatm.2011.03021111
• Strunz, R. (1998). Using The Method Of Characteristics To Predict Transient Flow Phenomena.
• Sutton, G. P. ve Biblarz, O. (2016). Rocket propulsion elements. John Wiley & Sons.
• Türk, S. (2016). Üst Kademe Sıvı Yakıtlı Roket Motoru İçin Kavramsal İtki Odası Tasarımı. Fen Bilimleri Enstitüsü. Anadolu Üniversitesi, Eskişehir.
• Turner, M. J. L. (2006). Rocket and Spacecraft Propulsion (2. bs.). Springer-Verlag Berlin Heidelberg.
• Ward, T. A. (2010). Aerospace propulsion systems. John Wiley & Sons.
• Yaman, H. (2013). Yüksek Enerjili Maddelerin Çift Bazlı (DB) Roket Yakıtlarında Kullanımı ve Performans Etkilerinin Araştırılması. Fen Bilimleri Enstitüsü. Kırıkkale Üniversitesi, Kırıkkale.
• Youngblood, S. H. (2015). Design and Testing of a Liquid Nitrous Oxide and Ethanol Fueled Rocket Engine. New Mexico Institute of Mining and Technology, Department of Mechanical Engineering, Explosive Engineering.