Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2003Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2003Bu tez çalışması kapsamında, örnek bir taşıtın havayla çalışan bir roket motoruyla tahriği incelenmiştir. Roket motorundan elde edilecek tepki kuvvetinin bu taşıtın belli bir sabit hızında, üzerine etki eden seyir dirençlerini dengeleyen kuvvet olduğu düşünülmektedir. Bu bakımdan taşıtın öngörülen hareketi esnasındaki seyir dirençlerinin hesaplanmasıyla, roket motorundan alınması hedeflenen tepki kuvveti bulunmuştur. Bu hesabın değişik hız değerleri için yapılmasından sonra, elde edilen tepki kuvvetlerini makul miktarda yakıcı ve yakıt debisiyle sağlayan sistemdeki lüle, yanma odası ve püskürtme sisteminin tasarımı yapılmıştır. Yapılan bu tasarım birçok faktöre bağlı olarak değiştiğinden, tanımlanan roket motoru karakteristik parametreleri yardımıyla, değişen işletme koşullarının tasarlanılan sisteme ne gibi etkiler yaptığı araştırılmıştır. Bu çalışmada yanma odası basınçları ile yakıcı ve yakıt olarak kullanılan hava ve kerozen arasındaki yanma reaksiyonunda karışım oranını tanımlayan hava fazlalık katsayıları değiştirilerek elde edilmesi hedeflenen tepki kuvvetine göre tasarımı yapılan roket motorundaki lüle boğaz ve çıkış kesit alanları, yanma odası uzunluğu ve gerekli yakıcı ve yakıt debisi gibi büyüklüklerin bu değişimlerden ne şekilde etkilendiği incelenmiştir. Çalışmanın son bölümünde ise yapılan tasarıma uygun bir püskürtme sisteminin geliştirilmesi amaçlanmıştır. Hava ile kerozenin yanma reaksiyonları ve yanma odasına giriş hızları dikkate alınmak suretiyle, taşıt hızlarına göre hesaplanan tepki kuvvetini sağlayan yakıcı ve yakıt debisini, tasarımı yapılan roket motoruna sevk edecek püskürtme sistemi büyüklükleri hesaplanmıştır. Ayrıca bu büyüklüklerin değişen koşullardan ne şekilde etkilendiği oluşturulan tablo ve grafikler yardımıyla belirtilmiştir.In this study, the propulsion of an air breathing rocket engine powered vehicle is investigated. The thrust for this rocket engine is assumed to be the force which can overcome the total resistance forces acting on this vehicle for a chosen constant speed. So, the calculation of the total resistance forces acting on the vehicle, under the conditions of constant speed and normal road conditions, leads us to determine the thrust of the rocket engine. After finding the necessary thrust for the constant speed of vehicle, rocket nozzle, combustion chamber and injection system designs are made to obtain that thrust. As the design of the rocket engine for obtaining desirable thrust relies on various factors, it is convenient to make use of characteristic parameters to examine the changes occurred in our design resulting from these factors. In this study the changes in the nozzle throat and exit areas, combustion chamber lenghts and necessary mass flow rate values used in the air breathing engine, are investigated by changing the combustion chamber pressures and air excess ratios which define the mixture ratio of the propellant. In the last chapter of this study, it is intended to design an appropriate injection system for the air breathing rocket engine. By considering the speeds of air and kerosene in the combustion chamber and the mechanism of combustion reaction, injection system dimensions are calculated. The changes of injection system characteristic parameters versus design conditions are shown in the graphics plotted in this study.Yüksek LisansM.Sc
