Görüntüleme
3
İndirme
1
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.
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.
Alan : Mühendislik
Dergi Türü : Uluslararası
Makale Detay 
Benzer Makaleler
PDF Görüntüle
Dergi Bilgisi
Eseri Dinleyin
Alıntı Yap
Bu Sayfayı Yazdırın
Paylaş
Mendeley
