Katı yakıtlı roket motorlarında üç boyutlu yakıt gerilemesi ile akışın modellenmesi

Download

T0RReE1EQT0.pdf

Date

2008

Author

Aksel, Haluk M.
Coşkun, Korhan
Toker, Atılgan
Tınaztepe, Tuğrul

Metadata

Show full item record

This work is licensed under a Creative Commons Attribution-NonCommercial-NoDerivatives 4.0 International License.

Item Usage Stats

565
views

1730
downloads

Katı yakıtlı roket motorlarının performansını motor içinde yapılan aerodinamik hesaplamalarla elde etmek mümkündür. Bu amaçla motor içerisindeki katı yakıtın geriye doğru yanması ve motor ile lüle içerisindeki iç akışın modellenmesi gerekmektedir. Akış hesaplarının yapılacağı kontrol hacminin oluşturulabilmesi için geriye yanma hesaplarının yapılması gerekmektedir. Katı yakıtın yanması esnasında katı ve gaz fazları arasında kalan ara yüzey, yakıta doğru yüzeye normal yönde hareket ederken, yanma sonucu oluşan yüksek basınç ve sıcaklıktaki gazlar ters yönde kontrol hacmine akmaktadır. Bu durumda çözümün ilerlemesi sırasında hareket etmekte olan yakıt yüzeyinin takip edilmesi gerekmektedir. Katı yakıtın geriye doğru yanması hızlı ilerleme yöntemi (fast marching method) ile modellenmiştir. Bu yöntemde yakıt ile gaz arasındaki arayüzün tek yöne hareket etme özelliğinden faydalanılarak üç boyutlu sabit bir tedrahedron hesaplama ağı üzerinde Eikonal tipi denklemler çözülmüştür Katı yakıtın yanmasıyla ortaya çıkan gazların katı yakıt ile lüle içerisindeki ses altı, ses civarı ve ses üstü hızlardaki üç boyutlu sıkıştırılabilen akışı, Euler denklemleri kullanılarak modellenmiştir. Uzaydaki ayrıklaştırma için hücre merkezli sonlu hacim metodu ile Roe’nun yön hassas (upwind) akı ayrımına dayalı yöntemi kullanılmıştır. İkinci dereceden doğruluk için parçalı doğrusal yeniden yapılandırmadan (piecewise linear reconstruction) yararlanılmıştır. Yeniden yapılandırma için gerekli akış değişkenlerinin gradyanları Green-Gauss yaklaşımı ile en küçük kareler yöntemi (least squares method) ile elde edilmiştir. Çözüm, 4 ile 8 noktalı üç boyutlu elemanlardan oluşan hibrid tipte hesaplama ağı üzerinde elde edilmiştir. Zaman boyutundaki ayrıştırma açık (explicit) olarak 4 kademeli Runge-Kutta yöntemi ile kapalı (implicit) olarak alt-üst simetrik Gauss-Seidel yineleme yöntemi ile gerçekleştirilmiştir. Yakıt yanma hızı akış çözücüsünden gelen basınca göre güncellenmektedir. Bu nedenle yakıt gerilemesini izleyen ve akışı çözen yazılımlar birbirlerini takip ederek çalıştırılmaktadır. Yazılımlardan elde edilen sonuçlar gerçek roket ateşleme verileri ile karşılaştırılarak doğrulanmıştır.

Subject Keywords

Katı yakıtlı roket motoru, Yakıt gerilemesi, Euler denklemleri, Sayısal akışkanlar dinamiği, Sonlu hacim yöntemi

URI

https://app.trdizin.gov.tr/publication/project/detail/T0RReE1EQT0
https://hdl.handle.net/11511/49627

Collections

Department of Mechanical Engineering, Project and Design

Suggestions

OpenMETU
Core

Analysis of 3-d grain burnback of solid propellant rocket motors and verification with rocket motor tests Püskülcü, Gökay; Ulaş, Abdullah; Department of Mechanical Engineering (2004) Solid propellant rocket motors are the most widely used propulsion systems for military applications that require high thrust to weight ratio for relatively short time intervals. Very wide range of magnitude and duration of the thrust can be obtained from solid propellant rocket motors by making some small changes at the design of the rocket motor. The most effective of these design criteria is the geometry of the solid propellant grain. So the most important step in designing the solid propellant rocket mo...
Storage reliability analysis of solid rocket propellants Hasanoğlu, Mehmet Sinan; Dağ, Serkan; Department of Mechanical Engineering (2008) Solid propellant rocket motor is the primary propulsion technology used for short and medium range missiles. It is also commonly used as boost motor in many di_erent applications. Its wide spread usage gives rise to diversity of environments in which it is handled and stored. Ability to predict the storage life of solid propellants plays an important role in the design and selection of correct protective environments. In this study a methodology for the prediction of solid propellant storage life using cumu...
An experimental and numerical investigation of spray atomization in liquid-propellant rocket engines Gülmez, Senem; Kahveci, Harika Senem; Department of Aerospace Engineering (2021-9-10) Since the liquid rocket engines have been widely used in various flight applications, improving the efficiency and stability of those engines have become important. To achieve efficient combustion in the chamber, the injector must be carefully designed and characterized well. Although impinging jet injectors are widely used in several systems, the previous researches focused on mainly the characterization of like-doublets, thus, there is still a lack of understanding on the atomization of the other types of...
Extinguishment of a solid rocket motor by rapid depressurization after nozzle detachment Yılmaz, Rüştü Görkem; Eyi, Sinan; Department of Aerospace Engineering (2023-1-20) In order to estimate the performance of a solid rocket motor with the nozzle detachment ability and to estimate the propellant extinguishment by rapid depressurization after detachment, a zero dimensional internal ballistic solver is developed, utilizing a transient burn rate model, which is to calculate the actual propellant burn rate at the rapid depressurization phase by solving the 1-D heat transfer equation within the propellant. As the detachable nozzle moves axially away from the motor by means of th...
Three-dimensional retarding walls and flow in their vicinity Toker, Kemal Atılgan; Aksel, Mehmet Haluk; Department of Mechanical Engineering (2004) The performance prediction of solid propellant rocket motor depends on the calculation of internal aerodynamics of the motor through its operational life. In order to obtain the control volume, in which the solutions will be carried out, a process called أgrain burnback calculationؤ is required. During the operation of the motor, as the interface between the solid and gas phases moves towards the solid propellant in a direction normal to the surface, the combustion products are generated and added into the ...

Citation Formats

H. M. Aksel, K. Coşkun, A. Toker, and T. Tınaztepe, “Katı yakıtlı roket motorlarında üç boyutlu yakıt gerilemesi ile akışın modellenmesi,” 2008. Accessed: 00, 2020. [Online]. Available: https://app.trdizin.gov.tr/publication/project/detail/T0RReE1EQT0.