INVESTIGATION OF SPECIFIC IMPULSE BEHAVIOR IN THE USE OF DIFFERENT FUELS OF A LIQUID PROPELLANT ROCKET
AbstractAbstract: When rocket motors working with thrust are evaluated, it is known that the most efficient and controllable systems are rocket engines powered by liquid propellant. Liquid propellant rocket engines can work with very different propellants. The most important advantage of liquid propellant rocket engines is that the rocket engine can be stopped and restarted if desired. Nowaday’s, it is at the forefront of the main research topics that the world needs for both defense and commercial purposes. In this study, the theoretical analysis of the effect of different propellant on the engine performance was made by keeping the liquid propellant rocket motor parameters constant. Ethanol, methanol, hydrojen, jp-4 and gasoline have been used as fuel. Comparison was made by keeping the propellant combustion chamber at a constant pressure of 2 MPa in order to investigate the effect of these determined propellants on the rocket engine performance. Gas oxygen has been used as the oxidizer. Specific impulse, chamber temparature and characteristic exhaust velocity have been investigated after the combusiton in rocket by changing oxidizer and fuel mixture ratio. Özet: İtki ile çalışan roket motorları değerlendirildiğinde en verimli ve kontrollü çalışan sistemlerin sıvı yakıtla çalışan roket motorları olduğu bilinmektedir. Sıvı yakıtlı roketler çok farklı yakıtlar ile çalışabilmektedir. Sıvı yakıtlı roket motorlarının en önemli avantajlı yönü istenildiğinde roket motorunun durdurabilme ve tekrar çalıştırılabilmesidir. Günümüzde gerek savunma amaçlı gerekse ticari amaçlı olsun dünyanın ihtiyaç duyduğu temel araştırma konularının başında gelmektedir. Bu çalışmada sıvı yakıtlı roket motor parametreleri sabit tutularak farklı yakıtların motor performansına etkilerinin teorik analizi yapılmıştır. Yakıt olarak etanol, hidrojen, JP-4 ve benzin kullanılmıştır. Bu belirlenen yakıtların roket motor performansına etkilerinin araştırılmasında yakıt yanma odası basıncı 2 MPa sabit tutularak karşılaştırma yapılmıştır. Oksitleyici olarak gaz oksijen kullanılmıştır. Oksitleyici ve yakıt karışım oranı değiştirilerek yanma sonucunda rokette oluşan özgül itki, yanma odası sıcaklığı ve karakteristik egzoz hızı incelenmiştir.