İletişimISSN:e-ISSN: 2980-0064
Yazar GirişiHakem GirişiYeni Üyelik
TürkçeEnglish
AnasayfaAmaç ve KapsamHAKKINDAYAZARLAR İÇİN REHBERMakale GönderSon SayıArşivİletişim

Yenilikçi Aerospike Nozulun Geleneksel De Laval Nozul ile Karşılaştırmalı Tasarımı ve Performans Değerlendirmesi: Sayısal ve Deneysel Bir Çalışma

Altan Berdan Minaz,Ahmet Meram

  • Ahmet Meram: KTO Karatay Üniversitesi
  •  Yıl : 2025
  •  Cilt : 4
  •  Sayı : 1
  •  Sayfa : 49-61
Bu çalışmada, özgün bir aerospike roket nozulu tasarlanmış ve performansı, geleneksel De Laval roket nozulu ile hem sayısal hem de deneysel olarak karşılaştırılmıştır. Roket motorlarında kullanılan nozüller, yanma odasında üretilen yüksek enerjili gazların kontrollü bir şekilde dışarı atılmasını sağlayarak itki üretiminde kritik rol oynamaktadır. Bu nedenle, bir nozulun geometrisi ve aerodinamik özellikleri, roketin genel verimliliği, yakıt tüketimi ve görev başarısı üzerinde doğrudan etkilidir. Roket motorlarında kullanılan nozul tipleri, görev türüne, atmosferik koşullara ve hedeflenen irtifa aralığına bağlı olarak değişiklik gösterebilir. En yaygın kullanılan nozul türleri arasında De Laval ve aerospike nozülleri yer almaktadır.De Laval nozülleri sabit geometrili ve belirli irtifa koşullarına göre optimize edilmiş tasarımlar sunarken, aerospike nozülleri değişken çevre basıncına uyum sağlayabilen yapıları sayesinde geniş bir irtifa aralığında yüksek aerodinamik verimliliği koruyabilmektedir. Bu özelliği nedeniyle aerospike nozülleri, özellikle Tek Aşamada Yörüngeye Ulaşım (SSTO) görevleri için avantajlı bir seçenek olarak değerlendirilmektedir. Aerospike nozulları, düşük irtifalarda çevresel basınca adapte olabilme yetenekleri sayesinde yakıt tasarrufu sağlayarak daha verimli bir itki üretimi gerçekleştirebilir.Çalışmada, hem aerospike hem de De Laval nozülleri, aynı yanma odası ve aynı yakıt koşulları altında karşılaştırmalı olarak incelenmiştir. Sayısal analizlerde ANSYS Fluent yazılımı kullanılarak nozüllerin basınç, sıcaklık ve hız dağılımları elde edilmiştir. Analizlerde kullanılan ağ yapıları, sınır koşulları ve türbülans modelleri dikkatlice seçilerek simülasyon doğruluğu artırılmıştır. Sayısal analiz sonuçları doğrultusunda, her iki nozulun performans eğilimleri değerlendirilmiş, ardından laboratuvar ortamında yapılan deneysel çalışmalarla bu sonuçlar doğrulanmıştır. Deneysel testlerde, itki kuvveti, gaz çıkış hızları ve sıcaklık ölçümleri gerçekleştirilmiş, elde edilen veriler sayısal sonuçlarla karşılaştırılmıştır.Çalışmanın özgün yönü, klasik nozul tasarımlarına alternatif olarak geliştirilen aerospike yapısının hem simülasyon hem de deney düzeyinde incelenmesi ve performansının somut verilerle ortaya konmasıdır.
Atıf yapmak için : Minaz, A.B., & Meram, A. (2025). Design and Performance evaluation of a novel aerospike nozzle compared to a conventional de laval nozzle: Numerical and experimental study. Aerospace Research Letters (ASREL), 4(1), 49-61. https://doi.org/10.56753/ASREL.2025.1.4

Bu makale CC BY-NC 4.0 lisansı ile yayımlanmıştır.
Asrel Aerospace Research Letters
2025, Cilt4, Sayı1
E-ISSN: 2980-0064
Geliş Tarihi : , Kabul Tarihi : , Yayın Tarihi :

Kaynakça

  1. AÇIKGÖZ Oğuzhan, DEMİR Mehmet,ÇETİN MEHMET EMİN (2023). Design and Simulation of a Model Rocket Prototype. ASREL, 2(2), 78-85., Doi: 10.56753/ASREL.2023.2.3
  2. Anderson, J. D. (2004). Modern compressible flow with historical perspective (3rd ed.). McGraw Hill.
  3. Bazargan, M., Karimi, H. A., & Mohseni, M. (2006). Mass calculation and optimization of pressurizing system of propellant tanks in a liquid fuel rocket.
  4. Dick, E. (2009). Introduction to finite element methods in computational fluid dynamics. In Computational fluid dynamics (pp. 235–274). Springer Berlin Heidelberg. https://doi.org/10.1007/978-3-540-85070-9_6
  5. Hagemann, G., Immich, H., Van Nguyen, T., & Dumnov, G. E. (1998). Advanced rocket nozzles. Journal of Propulsion and Power, 14(5), 620–634. https://doi.org/10.2514/2.5355
  6. Kishore, G. B. V., & Akash, K. (2014). CFD Analysis of a Rocket Nozzle with one Inlet at Mach 0.6 (Bachelor’s thesis). Malla Reddy College of Engineering and Technology, Hyderabad, India.
  7. Lash, E. L. (2015). Trajectory analysis and comparison of a linear aerospike nozzle to a conventional bell nozzle for SSTO flight [Master’s thesis or report, if applicable]. (Not published; you may clarify its type for accurate APA citation.)
  8. Lijo, V., Kim, H. D., Setoguchi, T., & Matsuo, S. (2010). Numerical simulation of transient flows in a rocket propulsion nozzle. International Journal of Heat and Fluid Flow, 31(3), 409–417. https://doi.org/10.1016/j.ijheatfluidflow.2010.02.002
  9. Nakka, R. (2024, July 12). Sugar propellant chemistry. https://www.nakka-rocketry.net/succhem.html
  10. Nakka, R. (2024, March 1). Sugar propellant chemistry. https://www.nakka-rocketry.net
  11. Physics Forums. (2024, July 1). Rocket thrust equation: What is velocity V in mass flow rate formula? https://www.physicsforums.com/threads/rocket-thrust-equation-what-is-velocity-v-in-mass-flow-rate-formula.1058107/
  12. Sequeira, C. W., & Sanjay, M. V. (2021). Efficiency analysis of aerospike nozzle by comparison with a de Laval nozzle using computational fluid dynamics. In S. K. Saha, A. M. Roy, & S. Das (Eds.), Advances in fluid and thermal engineering: Select proceedings of FLAME 2020 (pp. 467–476). Springer Singapore. https://doi.org/10.1007/978-981-15-9901-2_44
  13. Sutton, G. P., & Biblarz, O. (2011). Rocket propulsion elements. John Wiley & Sons.
  14. ŞİŞKOLAR, Ö., GENÇ, H. S. F. H., ÇİFTÇİ, E., & UYANER, M. (2022). Pekiştirilmiş panellerin sanal testi. Aerospace Research Letters (ASREL) Dergisi, 1(2), 84-94.
  15. Uyaner, M., Karadal, K., Merdan, T., & Acar, N. N. (2024). Havacılık Sektöründe Yeşil Kompozitler: NACA 4452 Rib Uygulaması. Necmettin Erbakan Üniversitesi Fen ve Mühendislik Bilimleri Dergisi, 6(2), 272-288.
  16. Wang, C. H., Liu, Y., & Qin, L. Z. (2009). Aerospike nozzle contour design and its performance validation. Acta Astronautica, 64(11–12), 1264–1275. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2009.01.023