Yüksek sıcaklık bölgesindeki havacılık komponentlerinde termal bariyer uygulaması

Abstract

Bilindiği üzere günümüzde havacılık başta olmak üzere gaz türbinli motorların çok geniş kullanım alanları bulunmaktadır. Özellikle enerji üretiminde yüksek güç ihtiyaçlarının sağlanmasında gaz türbinli motorların büyük üstünlüğü bulunmaktadır. Gaz türbinli motorların yakıt tüketimi, termal verimliliği, yatırım bakım maliyeti gibi konularda literatürde oldukça fazla bilimsel ve sanayi kaynaklı çalışmalar mevcuttur.Gaz türbinli motorlarda yüksek güç kapasitesini limitleyen etmenlerden birisi yüksek yanma odası çıkış sıcaklıkları nedeniyle malzeme sıcaklık dayanım değerlerinin kısıtlı olmasıdır. Yanma odası çıkışında bulunan türbin ekipmanlarının sıcaklık değerlerinin artırılması ile ilgili soğutma ve malzeme çalışmaları her gün daha da detaylanmakta ve teknolojik gelişmeler bu alandaki limitleri kaldırmaya yönelik olarak hızla ilerlemektedir. Yanma odası ardında bulunan motor bölümlerindeki (Türbin muhafazası, egzoz lülesi ) yüksek yüzey sıcaklıkları aynı zamanda havacılık uygulamalarında motor kompartımanında bulunan hassas ekipmanlar için de kritik önem arz etmektedir. Özellikle İHA uygulamalarında küçük boyut ve hafiflik nedeniyle itki sistemlerine ayrılan alanlar azalmış ve bu bölgelere elektronik, hidrolik, pnömatik sistemler eklenmiştir. Elektronik, hidrolik, pnömatik sistemlerin yüksek egzoz sıcaklıklarından etkilenmemesi için termal yalıtım uygulamalarının önemi de artmıştır. Termal yalıtım sayesinde türbinde yanma sonrası gazların sıcaklıklarında önemli düşüşler görülmektedir. Bu tez çalışmasında havacılıkta kullanılan bir turbojet motorda uygulanan termal yalıtımın nihai yüzey sıcaklıklarına olan etkisi hesaplanmış, testlerle doğrulanmış ve basit bir hesaplama aracı oluşturularak sonuçlar tartışılmıştır.

As is known, gas turbine engines, especially in aviation, have a wide range of applications. Gas turbine engines have a great advantage especially in providing high power needs in energy production. There are many scientific and industrial studies in the literature on fuel consumption, thermal efficiency, investment maintenance cost of gas turbine engines.One of the factors that limit the high power capacity in gas turbine engines is that the material temperature resistance values are limited due to high combustion chamber outlet temperatures. The cooling and material work on increasing the temperature values of the turbine equipment at the output of the combustion chamber is further elaborated every day and the technological developments are rapidly progressing to remove the limits in this area.High surface temperatures in the engine compartments behind the combustion chamber (turbine housing, exhaust nozzle) are also critical for precision equipment in the engine compartment in aerospace applications. Especially in UAV applications, due to the small size and lightness, the areas allocated to propulsion systems have been reduced and electronic, hydraulic and pneumatic systems have been added to these areas. The importance of thermal insulation applications has increased in order not to be affected by high exhaust temperatures of electronic, hydraulic and pneumatic systems. Due to the thermal insulation, significant decreases in the temperature of the combustion gases are observed in the turbine.In this thesis, the effect of thermal insulation applied on a turbojet engine in aerospace to final surface temperatures was calculated, validated by tests and a simple calculation tool was formed and the results were discussed.