Turbojet motorlarda kullanılan soğutmalı türbin kanatçıklarının tasarımı ile türbinlerinin ağırlık güç oranını iyileştirmek
Improving the weight to power ratio in turbojet engines through the design of cooled turbine blades
Yazar: MUHAMMED SİPAHİ
Danışman: PROF. DR. İBRAHİM CAN
Sivas Cumhuriyet Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Disiplinlerarası Savunma Sanayi Teknolojileri ve Stratejileri
Derece: Yüksek Lisans, 2024
Konu: Savunma ve Savunma Teknolojileri = Defense and Defense Technologies

Özet:
Günümüzde güç santrallerinde ve havacılık sektöründe kullanılan en önemli makineler gaz türbinleridir. Gaz türbinlerinden beklenen performans artışının karşılanması, artan türbin sıcaklıkları ile karşımıza çıkmaktadır ancak artan türbin giriş sıcaklıkları gaz türbinlerinin iyi tasarlanmış soğutma sistemlerine ve daha iyi malzemelerin kullanılması gerekliliğini ortaya çıkarmaktadır. Genel olarak araştırmalara bakıldığında malzeme teknolojilerine bağlı türbin giriş sıcaklıklarındaki artış, soğutma teknolojilerindeki artışın yanında oldukça düşük kalmaktadır. Bu sebeple soğutma sistemlerinin optimal tasarımı ve geliştirilen ileri teknolojik yaklaşımlar gaz türbinlerinin performansı için kritik öneme sahiptir. Ülkemizde devam eden ve gelecekte başlayacak gaz türbini projelerinde belirli bir sıcaklığın üzerinde çalışacak motorlarda bu teknolojilerin kullanılması kritik bir öneme sahiptir. Gaz türbinlerinde yanma odası çıkış gazı sıcaklığı kanatçıkların erime sıcaklığının üzerine çıkabilmektedir. Bu yüzden kanatçıklarda çok iyi soğutulmuş hava kullanılması gerekmektedir. Genel olarak gaz türbinlerinde kanatçıkları soğutmak amacıyla kompresörde sıkıştırılmış havanın bir miktarı kullanılmaktadır. Kullanılan hava miktarı optimum seviyede tutularak parçaların istenilen sıcaklığa kadar soğutulması önemlidir. Ancak bunun yeterli olmadığı durumlar da tespit edilmiştir. 
Bu çalışmada, gaz türbinli motorun türbin kanadının soğutulması için içten ve dıştan soğutmalı sistem tasarımı oluşturuldu ve oluşturulan model için hesaplamalı akışkanlar dinamiği kullanılarak optimum tasarımı ve analizi yapıldı ve elde edilen sonuçlar doğrultusunda kanat üretimi yapılarak gerçek zamanlı testler için deney düzeneği kurulmuştur. Deney sonunda deney sonuçları ile sayısal analiz sonuçları karşılaştırmalı olarak değerlendirilmiş ve çıkartılmıştır.

Abstract:
Today, gas turbines are the most important machines used in power plants and aviation. Gas turbine performance is expected to improve as turbine temperatures rise. However, rising turbine inlet temperatures require well-designed gas turbine cooling systems and the use of better materials. When we look at the research in general, we can see that the increase in turbine inlet temperatures due to material technologies remains relatively low when compared to the increase in cooling technologies. As a result, optimal cooling system design and advanced technological approaches are critical for gas turbine performance. The use of these technologies in engines that will operate above a specific temperature in gas turbine projects that are currently underway or will begin in the future in our country is critical. In gas turbines, the combustion chamber exhaust gas temperature can rise above the melting point of the blades. As a result, the blades must be cooled very well using air. In general, some compressed air is used in the compressor to cool the gas turbine blades. It is critical to maintain the optimal amount of air used and to cool the parts to the desired temperature. However, it has been found that this is not enough.
In this study, a design of an internal and external cooled system was developed for the turbine blade of a gas turbine engine. Using computational fluid dynamics, the optimum design and analysis of the created model were conducted. Subsequently, based on the results obtained, blade production was carried out, and an experimental setup was established for real-time testing. Following the experiment, the experimental results were compared and evaluated in comparison with the numerical analysis results.