The development of a pilot burner system for a gas turbine engine combustion chamber
Bir gaz türbinli motor yanma odası için pilot ateşleme sistemi geliştirilmesi
Yazar: İSA KOCA
Danışman: PROF. DR. İSMAİL CEM PARMAKSIZOĞLU
İstanbul Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Isı-Akışkan Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2013
Konu: Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering
Dizin: Akış enjeksiyon sistemi = Flow injection systems ; Bilgisayar destekli mühendislik = Computer aided engineering ; Buji = Spark plug ; Buji ateşlemeli motorlar = Spark ignition engines ; Gaz atomizasyonu = Gas atomization ; Hava sıcaklığı = Air temperature ; Sayısal akışkanlar dinamiği = Computational fluids dynamic ; Tutuşma sıcaklığı = Ignition temperature

Özet:
Yürütülen çalışmalarda bir gaz türbinli motorun yanma odası için pilot ateşleme yapabilen bir sistem geliştirilmeye çalışılmıştır. Gaz türbinli bir motorda yanma odası, sistem performansı ve verimi açısından büyük bir önem teşkil etmektedir. Motora verilen yakıta bağlı olarak yüksek düzeyde verimin sağlanması, motor yanma odasına gönderilen yakıtın enerji kapasitesinden maksimum düzeyde faydalanılabilmesi uçak motorunun genel tasarımı dışında, özellikle yanma odasından alınan optimum verime bağlı olarak değişmektedir. Bu bağlamda yakıtın sahip olduğu kimyasal enerjinin çok verimli bir şekilde ısı enerjisine çevrilmesi yanma odası performansı ile sınırlı kalabilmektedir. 
Tez kapsamında yürütülen çalışmalarda ise, yakıtın gaz türbinli motor yanma odasında verimli bir şekilde yakılmasının haricinde motorun zorlu ortam koşullarında da çalışabilmesini sağlamak amaçlanmıştır. Motor yanma odasının her koşulda ateşleme yapabilmesini sağlamak çalışmaların ana kapsamını oluşturmuştur.
Gaz türbinli motor kullanan helikopterler incelendiğinde, yüksek irtifalara çıkılması durumunda hava basıncının düştüğü, ortam sıcaklığının önemli derecede düşük mertebelere ulaştığı ve oksijen miktarının azaldığı gözlenebilmektedir. Bu durumda motor yanma odasında yakıt ateşlenebilme performansı, atmosferik koşullarda meydana gelen ateşleme performansına göre önemli miktarda düşüklük gösterebilmektedir.
Seyir hızının çok yüksek olduğu durumda, hızlanmaya bağlı olarak ortam koşullarının zorlaşması, yanma odasına gelen hava hızının artması ani bir şekilde motor yanma odasında gerçekleşen yanmayı söndürebilmekte ve bu zorlu şartlarda motorun tekrar ateşlenebilmesi çok zor olduğu için ölümcül kazalara sebebiyet verebilmektedir.
Benzer bir şekilde, yüksek seyir hızında hareket ederken yapılan ani manevralarda, ortam şartlarının ani değişimi sonucunda meydana gelen motor yanma odası sönümü ve tekrar ateşlenememe durrumunda büyük kazalar meydana gelebilmektedir.
Yanma odası pilot ateşleme sistemi geliştirilmesi çalışmasının da ana konusu, sebep her ne olursa olsun motorun yanma odasının aniden sönmesi durumunda tekrar ve çok hızlı bir şekilde yanmayı başlatabilmektir. Bu bağlamda çok zorlu şartlarda dahi ateşlemeyi sağlayabilecek yüksek enerjili ateşleyici, yanma odasına ani olarak çok zengin karışım püskürtebilecek bir enjektör ve bu iki sistemin birbirine göre optimun konumunun ayarlanması sağlanmaya çalışılmıştır. 
Literatüre bakılarak pilot ateşleme sistemi çalışmaları incelenmiş olup, geçmişte yapılan çalışmaların ışığında tasarım kriterleri ortaya çıkarılmaya çalışılmıştır. Bir gaz türbinli motor yanma odası pilot ateşleme sisteminin oluşturulması için sırası ile tasarım, analiz, üretim ve test faaliyetleri gerçekleştirilmiştir. Testi yapılacak sistemde, ateşleyicide yüksek enerjili ark, enjektörde ise çok zengin karışımlı ve çok iyi bir şekilde atomize edilmiş yakıt-hava karışımının oluşması sağlanmıştır. Ateşlenebilmenin çok verimli bir şekilde gerçekleşmesi için de bu iki sistemin birbirine göre optimum mesafesi saptanmaya çalışılmıştır.
Çalışmalar ışığında enjektör-ateşleyici tasarımları ve iki sistemin birbirlerine göre olan konumlarına göre bilgisayar ortamında modellemeler oluşturulmuştur. Ortaya çıkarılan modellerin daha sonra yine bilgisayar ortamında HAD (Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği) analizleri ile yanma performansları ortaya çıkarılmıştır. Başarılı olarak gerçekleştirilen tasarım ve analiz faaliyetleri sonrasında, tasarımları oluşturulan modellerin imalat faaliyetleri gerçekleştirilerek ateşleyici, enjektör ve testin gerçekleştirileceği gaz türbinli motor yanma odası şartlarının simule edildiği test düzeneğinin üretimleri tamamlanmıştır.
Tasarıma uygun olarak imalatı gerçekleştirilen bir gaz türbinli motor yanma odası pilot ateşleme sistemi için test düzeneğinde sistemin çalıştırılması ile birlikte test faaliyetleri de gerçekleştirilmiştir. Başarılı bir şekilde gerçekleşen testlerde daha önce HAD analizlerinden alınan sonuçlara yakın değerler toplanmıştır. Bu sonuçlar da göstermiştir ki yürütülen tasarım çalışmaları ile gerçekleştirilen testler birbirini tutmakta ve çalışmalar kapsamında hedeflenmiş olan, bir gaz türbinli motor yanma odası için pilot ateşeleme yapabilen sistem başarılı bir şekilde gerçekleştirilmiştir.
Başarılı bir şekilde gerçekleştirilen gaz türbinli motor yanma odası pilot ateşleme sisteminin geliştirimesi çalışmaları sayesinde, helikopter ve uçaklarda kullanılan motorlara adapte edilebilmesi sayesinde çok zorlu doğa koşullarında, yüksek irtifalarda, helikopter ya da uçağın çok yüksek hızlarda ve ani manevralarında seyir halindeyken aniden sönmesi durumunda tekrardan ve çok hızlı bir şekilde motor yanma odasında ateşleme sürdürülerek sistemin çalışması sağlanabilecektir. Bu sayede hem cam hem de mal kayıplarının ve hayati tehlikesi yüksek olan kazaların önüne geçilmiş olunabilecektir.
Yürütülen bu çalışma, ülkemiz çapında bir gaz türbinli motor yanma odası pilot ateşleme sisteminin geliştirilmesi kapsamında öncü bir çalışma olması yönüyle ayrı bir değere sahip olmakla birlikte, sonuçları itibarı ile de motorun bir bölümünde aktif olarak kullanılabilecek olması büyük bir önem arzetmektedir.

Abstract:
In this study, the development of a pilot burner system which can relight the combustion chamber of a gas turbine engine in an effective way is aimed. The combustion chamber module in a gas turbine engine is so important for the general system performance and system efficiency as a whole. To provide so high system efficiency depending on the amount of the fuel that is consumed in the engine, and to exploit the energy capacity of the fuel, which is sent in the combustion chamber, in a maximum level, change especially according to the optimun energy amount provided from the combustion chamber module of a gas turbine engine, other than general system design of the gas turbine engine. In this way of thinking, the converting of the chemical energy of the engine fuel to the heat energy of the system, for power, in so efficient way can be limited with the combustion chamber performance of the gas turbine engine.
In the studies followed for thesis concept, other than the combusting the fuel in the gas turbine in the combustion chamber, to provide the functioning of the engine at tough atmospheric conditions is aimed. Providing the burning of the combustion chamber  at all tough conditions constitutes the main objective of the studies.  
When a helicopter containing a gas turbine engine analyzed, the decreasing of the air pressure, sudden decrease of ambient temperature and decrement of the oxygen amount, as increasing the altitude while flying in the air, can be observed. In these situations, the lighting performance of the combustion chamber can be so low when compared to the lighting performance occured at the atmospherical conditions. 
If the flying speed is so high, occurence of especially so hard atmospherical conditions due to the high speed-up, and the air speed that is suddenly coming up to the combustion chamber can cause flame-out in the chamber. Since relighting of the engine is so hard in this type of situation, that can cause hazardous accidents.
 In the same manner, the sudden movements in the air, can cause also abrupt changes in the ambient conditions, so this causes flame-out in the combustion chamber by risking of  dangerous accidents if the chamber can not be relighted again.
The main subject of the development of the combustion chamber pilot burner system is that, whatever the reason, if the combustion chamber is suddenly flaming-out, it is very essential to relight it again in a so small time interval. Because of those reasons, a high energy level spark plug maintaining relight so fastly, an injector injecting so much more rich fuel-air mixture to the ambient with high atomization, and finally the position of these two systems according to the each other are designed to overcome relight problems.
By scanning some literature articles those are about the pilot burner systems, design criterias for relighting system are specified. Design, analysis, manufacturing, and test actions are followed respectively, to create a pilot burner system for a gas turbine combustion chamber. In the test system, high energy level spark plug, injector injecting better atomized rich fuel-air mixture are aimed to design. Also, the positioning of these two system according to each other affects the combustion efficiency, the optimum spark plug-injector gap is also tried to specify.  
The design models of the spark plug, injector, and positioning are created in the computer in the way of previously specified design criterias. After created the design models, the combustion performances of the design models are analyzed in the computer software by using CFD (Computational Fluid Dynamics). By the successive iteration actions of the design and analysis, the manufacturation of the designed models (spark plug, injector, simulated gas turbine combustion chamber ambient conditions) are followed carefully. 
The test actions are performed, after the manufacturation of  the pilot burner system for a gas turbine engine is done according to the designed models. Approximately same data values are collected in the successive tests with the previously performed analysis results. These results shows that test and analysis results are so close, so the aimed purpose of the pilot burner system is nearly realized.
By the help of this successive pilot burner system for a gas turbine engine, the pilot burner system can be adapted in the engines of helicopter or aircraft, and the system can provide them relighting of the combustion chamber for tough ambient conditions, high altitudes , high speed-ups, and sudden accelerations while in the air. By this way, the hazardous accidents in the air due to the flame-out in the combustion chmaber can be overcome.
This study has a very special value to be a pioneer practice for the development of a pilot burner system for a gas turbine engine, in the country-wide. Since it can take an active role in the engine for relighting of the gas turbine combustion chamber, this condition ascribes a different importance to the study.