Theoretical investigation of liquid propellant rocket engine design and performance characteristics

YÖK Tez ID: 556670Sunulan tez çalışması ile gerçek bir roket tasarımının ana temelini oluşturan teorik tasarım ve analiz çalışması yapılmıştır. Roket tasarım parametrelerinden olan yakıt kombinasyonu, karışım oranı, yanma odası basıncı ve nozul çıkış basıncı sınır şartları olarak belirlenmiştir. Sıvı yakıtlı roket tasarımının temel unsurları oluşturan yanma odası, nozul, enjektör ve soğutma sistemi tasarlanmıştır. Bu tasarımda sıvı yakıtlı roket itki kapasitesi 100 kN olarak belirlenmiştir. Roket tasarımı önce analitik olarak yapılmıştır. Analitik olarak belirlenen roket geometrisi RPA programı ile optimize edilmiştir. CEA programı ile RPA programının analiz sonuçlarının doğruluğu incelenmiştir. Roketin üç boyutlu modeli SOLİDWORKS bilgisayar programında oluşturulmuştur. Roket CFD analizi SOLİDWORKS programında oluşturulan üç boyutlu modeli kullanılarak ANSYS FLUENT programında gerçekleştirilmiştir. Bütün analiz sonuçları karşılaştırılmıştır. Hedeflenen roket tasarımı analitik ve simülasyon analizleri ile imalat öncesi farklı programlarda alınan sonuçlar ile karşılaştırılarak doğruluk teyidi yapılmıştır. Roket itki odası malzemesi seçilmiştir.With this the thesis, A theoretical design and analysis study which is the main basis of a real rocket design, has been carried out. The propellant combination, the mixture ratio, the combustion chamber pressure and the nozzle outlet pressure, which are the rocket design parameters were determined as boundary condition. The combustion chamber, nozzle, injector and cooling system have been designed as the main elements of the liquid fuel rocket design. In this design, liquid propellant rocket thurst capacity is determined as 100 kN. First of all the design of the rocket was done as analytical. Analytically determined rocket geometry is optimized with RPA program. The accuracy of the results of the analysis of the RPA program with the CEA program was examined. The three-dimensional model of the rocket has been created in the SOLIDWORKS computer program. Rocket CFD analysis was performed in ANSYS FLUENT program by using three dimensional model create in SOLIDWORKS program. All analysis results were compared. Desired rocket design was verified by analytical and simulation analysis, comparing with the results obtained in different programs before production. Rocket thrust chamber material was selected