Search

Gaz türbinli motorların tasarımı sırasında kullanılan parametrik çevrim analizleri, motorun davranışlarını geometriden bağımsız olarak sadece akışın sıcaklık ve basınç gibi değerleriyle karakterize ederler. Parametrik çevrim analizleri, itki özgül yakıt sarfiyatı (TSFC), özgül itki, itki kuvveti ve yakıt/hava oranı gibi motor performans parametreleri ile bypass oranı gibi motor tasarım seçimlerini ele alarak, yanma odası çıkış sıcaklığı gibi tasarım kısıtlayıcıları ile ilişkilendirilmektedir.Bu tez çalışmasında, günümüzde modern uçaklarda en çok kullanılan gaz türbinli motor çeşidi olan yüksek bypasslı, ayrık akışlı bir turbofan motorun parametrik çevrim analiziyle motor karakteristiklerinin davranışları incelenmiştir. Çalışmada, motorların performans parametrelerinin yanı sıra motorun termal verimi, itki verimi ve toplam verimi yeni geliştirilen bir bilgisayar programı ile araştırılmıştır. Visual Basic Application (VBA) programlama dilinde yazılan bu programın yanı sıra, Excel makro kodu ve Excel kodu, bypass oranının motor karakteristiklerine olan etkisinin incelenmesini ve parametrik analiz grafiklerinin çizilmesini kolaylaştırmak için kullanılmıştır. The parametric cycle analyzes used in the design of gas turbine engines characterize the behavior of the engine only with variables such as temperature and pressure of the flow, regardless of its geometry. The parametric cycle analyzes are associated with design constraints such as combustion chamber outlet temperature by addressing engine design choices such as thrust specific fuel consumption (TSFC), specific thrust, thrust force and fuel / air ratio, as well as engine performance parameters and bypass ratio.In this thesis, the behavior of the engine characteristics were investigated by the parametric cycle analysis of a high bypass, unmixed flow turbofan engine which is the most widely used gas turbine engine type in modern aircraft. In addition to the performance parameters of the engines, the thermal efficiency, thrust efficiency and overall efficiency of the engine were investigated with a new computer program. This program, which was written in the Visual Basic Application (VBA) programming language, and the Excel macro code and Excel code were used to examine the effect of the bypass ratio on the motor characteristics and to simplify the drawing of parametric analysis graphs. 158

Bu tez kapsamında Eskişehir Teknik Üniversitesi, Havacılık ve Uzay Bilimleri Fakültesi alt yapısına, üzerinde iki adet turbojet motor ve veri toplama sistemi bulunan turbojet motor test standı tasarlanıp kurulmuştur. Test standında, kerozene çeşitli yüzdelerde alternatif yakıt karıştırılarak turbojet motorların performans analizleri gerçekleştirilmiştir. Turbojet motorlar 35000, 50000, 60000, 70000, 80000 rpm'lerde test edilmiştir. Elde edilen 1,000,000 yakın veriden motorların itki, yakıt debisi ve her bir komponentinin giriş-çıkışlarındaki sıcaklık, basınç haritaları fonksiyon tahminleme yöntemiyle sunulmuştur.Proje numarası `1707F452` olan ve `Bor Katkılı Alternatif Yakıt Kullanımının Mikro Turbojet Motor Performans Etkilerinin İncelenmesi` başlıklı bu tez çalışması Eskişehir Teknik Üniversitesi Bilimsel Araştırma Projeleri Komisyonu Başkanlığı tarafından desteklenmiştir. In this study, a turbojet engine test stand with two turbojet engines and data collection system was designed and installed in Eskişehir Technical University, Faculty of Aeronautics and Astronautics. Performance testing of turbojet engines have been carried out by blend alternative fuel in various percentages. Turbojet engines have been tested at 35000, 50000, 60000, 70000, 80000 rpm. Maps of thrust, fuel flow and temperature- pressure at the inlet / outlet of each component are presented by function estimation method.Thesis studie has been performed in titled of ` Investigation of the effects of alternative fuel boron blend on micro turbojet engine performance` that is supported by Eskişehir Technical University Scientific Research Projects Commission and the project number is 1707F452. 451

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 481656, Bu çalışmada, Anadolu Üniversitesi Havacılık ve Uzay Bilimleri Fakültesi Test Laboratuvarı'nda bulunan deneysel bir TRS18 turbojet motorunun ekserji analizi yapılmıştır. Motora ait deneysel ölçüm verileri ile birlikte ölçülemeyen motor performans değerleri hesaplanarak, termodinamik bağıntılar yardımıyla ekserji analiz parametreleri ve ekserjetik-sürdürülebilirlik değerleri hesaplanmıştır. Yapılan testlerde, deneysel turbojet motorunun itkisi 1320 N, hava ve yakıt debisi sırasıyla 2,27 kg/s ve 0,042 kg/s olarak ölçülmüştür. Çalışmanın sonunda, kompresör, yanma odası ve türbin için ekserji verimleri sırasıyla % 91, % 60,4 ve % 77 olarak hesaplanırken, bu değer TRS18 turbojet motoru için % 42 olarak hesaplanmıştır. Yanma odası, kompresör ve türbin için ayrıca iyileştirilebilir ekserji potansiyel oranı, verimlilik kayıp oranı, yakıt yıkım oranı, bağıl ekserji yıkımı, yakıt/ürün ekserji faktörleri ve bağıl tersinmezlik parametrelerine göre motorun ekserjetik performansı hesaplanmıştır. Ayrıca atık ekserji oranı, ekserji geri kazanabilirlik oranı, ekserji yıkım faktörü, çevre etki faktörü ve ekserjetik sürdürülebilirlik indeksi olmak üzere 5 parametre kullanılarak motorun ekserjetik-sürdürülebilirlik analizi yapılmıştır. Bu çalışmada elde edilen sonuçlarla, TRS18 deneysel füze motorunun gerçek çalışma koşullarında komponentlerde meydana gelen tersinmezliklerin yeri ve büyüklüğü hesaplanabilmiştir. Gelecekte, bu çalışmadan yararlanarak ilgili füze motor sınıfına ait tasarım çalışmalarında enerji kayıplarının en aza indirilmesi ve performansın artırılması düşünülmektedir.

Tez (doktora) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 491353, Son yıllarda havacılık sektörünün hızla büyümesi ve uçuş ağına yeni destinasyonların katılması havalimanı sayısında artışa neden olmuştur. Dinamik yapısı, 24 saat hizmet vermesi, uçuş operasyonlarının emniyetli şekilde gerçekleştirilmesi ve terminal binalarında yolcuların konfor şartlarının sağlanması havalimanlarında enerji tüketiminde artışa neden olmaktadır. Yüksek ve yoğun enerji tüketim sahaları olan havalimanlarında enerji yönetimi, enerji performansının sürekli iyileştirilmesi açısından önemli bir konu haline gelmiştir. Bu tezde sürdürülebilir kalkınma ilkeleri göz önünde bulundurularak havalimanları için bir enerji yönetim modeli önerilmiştir. Önerilen enerji etüt modelleri Uluslararası bir Havalimanı terminal binasına uygulanmıştır. Havalimanı için enerji performans göstergeleri istatistiksel bir yöntem olan regresyon analizi yardımıyla belirlenmiş ve matematiksel olarak ifade edilmiştir. Havalimanı terminal binasında hiçbir yatırım gerektirmeyen enerji tasarruf potansiyeli tez kapsamında belirlenmiş ve bu potansiyelin kazanılması ile ilgili yapılması gerekenler açıklanmıştır. Aynı zamanda terminal binasında iç hava kalitesi ölçümleri gerçekleştirilmiş ve sonuçları ile ilgili önerilerde bulunulmuştur. Terminal binasında enerji verimliliği ölçüm cihazları yardımıyla gerçekleştirilen detay etütlerle enerji-verimsiz noktalar tespit edilmiştir. Enerji etütleri yardımıyla enerji iyileştirme fırsatları belirlenmiş ve bu fırsatlarla ilgili eylem planları oluşturulmuştur. Eylem planları oluşturulurken sürdürülebilir kalkınma ilkeleri (ekonomik, çevresel ve sosyal) dikkate alınmıştır. Sonuç olarak belirlenen eylem planlarının uygulanması ile havalimanının enerji ve çevresel performansının önemli oranda iyileştirilebileceği görülmüştür.

Bir hava aracının uçuşa elverişlilik ve hazır bulunuşluk gerekliliklerini karşılamak ve uçuş emniyetini sağlamak amacıyla o hava aracının ve alt sistemlerinin servis, onarım, modifikasyon, revizyon, durum tespiti ve muayene ile bu işlemlerin yönetsel faaliyetlerinin bütünü uçak bakımı şeklinde adlandırılır. Havacılığın ilk yıllarında uçak bakımı, düzeltici işlem olarak uygulanan ve zaruri haller dışında başvurulmayan bir faaliyet iken emniyet kavramının öneminin anlaşılmasıyla birlikte önleyici bakım olarak planlı ve düzenli uygulamalar halini almıştır. Hasar bir sistemin kendisinden beklenen işlevi yerine getiremez hale gelmesidir. Uçak bakım faaliyetlerinde hasar analizi ise, meydana gelmiş bir hasarın veya kazakırımın kök ve tali nedenlerinin, mekanizmalarının tespit edilmesi, etkili düzeltici ve önleyici tedbirlerin belirlenerek uygulanması ve benzer hasar veya kaza-kırım olaylarının tekrarının önlenmesi için icra edilen disiplinler arası bir çalışmadır. Bu çalışmada uçak bakım faaliyetleri esnasında hasar tespit edilen ana iniş takım kapağı, aksesuar dişli kutusu, kompresör diski ve kompresör şaftı olmak üzere dört farklı uçak komponentinin hasar analizi yapılmıştır. Hasar analizi uygulama çalışmalarında esnasında taramalı elektron mikroskobu, tahribatsız muayene yöntemleri, imaj analizi, sertlik ölçüm testi gibi karakterizasyon yöntemleri kullanılmıştır. Çalışma sonunda hasar mekanizmalarının genellikle yorulma ve korozyon kaynaklı sünek kırılma hasarları olduğu belirlenmiş ve benzer hasarların tekrarını önlemek için önlem ve öneriler geliştirilmiştir. In order to meet the airworthiness and availability requirements of an aircraft and to ensure flight safety; the service, repair, modification, revision, detection of status and inspection of that aircraft and its sub-systems are called aircraft maintenance together with whole administrative activities of the operations. In the first years of aviation, aircraft maintenance was an activity that was applied as a corrective process and it had not been applied unless it was indispensable, however it became a planned and regular application as preventive maintenance after being understood the importance of safety concept. Failure is a condition in which a system becomes incapable of doing its expected function. Failure analysis in aircraft maintenance activities is an interdisciplinary study conducted to determine the root and secondary causes, mechanisms of a failure or an accident that has occurred, to determine and to apply effective corrective and preventive measures and to prevent the repetition of the problem through the lessons learned. In this study, the failures detected during the aircraft maintenance activities of four different aircraft components such as main landing gear cover, accessory gearbox, compressor disk and compressor shaft were analyzed. During the these failure analysis applications, different characterization techniques such as scanning elektron microscope, non-destructive inspection methods, image analysis and hardness test were used. At the end of the study, failure mechanisms were generally determined to be ductile fractures caused by fatigue and corrosion, and precautions and recommendations were developed to prevent recurrence of failures. 129

Tez (doktora) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 491327, Bu tezde, tasarlanan ve imal edilen deneysel bir boru tip yanma odası, TEI bünyesinde kurulan atmosferik test riginde test edilerek yeni bir ön tasarım metodolojisi geliştirilmiştir. Çalışmada, yarı-ampirik korelasyonlara dayalı bir ön tasarım aracı oluşturulmuş olup akış dağılımı, alev sıcaklığı, gömlek sıcaklığı gibi tasarım parametreleri bu araç kullanılarak hesaplanmıştır. Ayrıca, HAD (Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği) analizleri ve deneysel testlerle de geliştirilen program doğrulanmıştır. Geliştirilen tasarım kodu literatürde yer alan ağ yapısına sahip kodların aksine yanma odasının 1 mm’lik dilimlere bölünmesi ile elde edilen akış koordinatları üzerinden hesaplama gerçekleştirmektedir. 18 farklı noktada yapılan deney testlerinde test rigi hava debisi 0.035-0.510 kg/s, yakıt debisi 0.70-1.00 g/s, giriş sıcaklığı ise 400-475 K aralıklarındaki değerler kullanılmıştır. Boru tip yanma odası testlerinde gömlek metal sıcaklığı, basınç düşümü ve egzoz emisyon testleri gerçekleştirilmiştir. Yapılan deneysel çalışmalarda, geliştirilen kod yardımıyla metal sıcaklıklarında maksimum sapma değeri 81 K ve basınç düşümü de %1,4 olarak hesaplanmıştır. Testlerde ayrıca karbon dioksit (CO2), oksijen (O2), karbon monoksit (CO), yanmamış hidrokarbon (CxHy) ve azot oksit (NOx) gibi emisyon değerlerinin de bir boyut için kabul edilebilir sınırlar içinde olduğu görülmüştür. Gaz türbinleri yanma odası ön tasarım süreçleri için ticari bir yazılım bulunmamakta olup bu çalışmada geliştirilen tasarım kodu özgün yanma odası tasarımlarına katkı sağlayacağı gibi, yüksek maliyetli detay tasarım süreçlerinin kısalmasına da fırsat tanıyabilmektedir.

Bu tezde, insansız hava araçlarında kullanılan küçük boyutlu bir turbojet motorunun, 0-5000 m irtifa ve 0-0,8 Mach uçuş hızları için çevrim, ekserji, ekonomik ve çevresel analizleri gerçekleştirilmiş, sürdürülebilirlik parametreleri hesaplanmıştır. Farklı uçuş noktalarına göre ve JP8 yakıt ile yapılan tüm bu hesaplamalar, biyoyakıt ve farklı oranlardaki jet yakıtı- biyoyakıt karışımları ile de tekrarlanmıştır. Böylece gaz türbinli bir uçak motorunun tüm termodinamik, ekonomik ve çevresel performansı bu çalışmada ilk kez gerçekleştirilmiştir. Motor çevrim hesaplamalarında, önemli girdi parametresi olan yanma verimi, bu çalışmada yakıtların analizi ve deneysel çalışma sonucu elde edilen en önemli değişken olmuştur. JP8 yakıt için yanma verimi değeri girdisi tasarım noktası için kabul yapılırken, deneylerde emisyon ölçümleri ve hesaplamalarından elde edilen sonuçlar JP8 yakıtın sonuçları ile oranlanarak diğer yakıtlar için de tasarım noktası yanma verim değerleri bulunmuştur. En düşük ekserji verimi ve dolayısıyla en yüksek ekserji yıkım değerleri tüm uçuş koşulları için yanma odası komponentinde görülmüştür. Buna göre, yanma odası için en yüksek ekserji yıkımı 524,6 kW ile 4.uçuş noktasında B100 yakıt kullanımında elde edilirken, bu yıkımın maliyeti 31,5 $ h-1 ve çevresel etki değeri 0,15 mPt sn-1 olarak hesaplanmıştır. Motorun farklı uçuş koşullarındaki performans hesaplamaları için özgün bir kod geliştirilerek, bu alanda yapılacak çalışmalarda araştırmacılara hizmet edebilecek bir çalışma ortaya çıkarılmıştır. In this thesis, the cycle, exergy, economic and environmental analyzes are carried out for a small size turbojet engine used in unmanned aerial vehicles at 0-5000 m altitude and 0-0,8 Mach flight speeds, and the sustainability parameters are calculated. All these calculations with different flight points and with JP8 fuel are repeated with biofuels and jet fuel-biofuel mixtures in different proportions. Thus, the entire thermodynamic, economic and environmental performance of a gas turbine aircraft engine is realized for the first time by this study.In engine cycle calculations, combustion efficiency, which is an important input parameter, is the most important variable obtained from analysis and experimental work of fuels in this study. While design point combustion efficiency for JP8 fuel is an assumed value, the combustion efficiency calculations for other fuel blends are linearly scaled with JP8 value in order to find the design point efficiency for the biofuel blends.The lowest exergy efficiency and therefore the highest exergy destruction values are obtained for combustor at all flight conditions. Accordingly, the highest exergy destruction value for combustor is 524,6 kW at 4th flight condition with B100 fuel usage, whereas the cost and environmental impact of this destruction is 31,5 $ h-1 and 0,15 mPt s-1, respectively. An effort has been made to serve researchers in this area by developing a unique programming code in MATLAB® which performs engine performance analyses for the different flight conditions. 149

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 469196, Bu çalışmanın amacı pervane performansına etki eden önemli faktörlerin belirlenmesi ve bir insansız hava aracı için seçilen 1.8 m ve 2.0 m çaplarında, değişken hatveli, iki farklı pervanenin performans analizlerinin yapılarak hangisinin tanımlanan görev için daha uygun olduğunu belirlemektir. Yapılan incelemede bilinen pervane teorilerinden, pervane performansına yönelik mevcut Hamilton Standart pervane grafiklerinden ve üreticiye ait pervane performans ve verim grafiklerinden yararlanılmıştır. Bu çalışmanın ilk kısmında pervane pal açısı, pervane pal geometrisi, pervane pal yükü, pervane kök geometrisi (shank form), sıkışabilirlik etkisi ve blokaj etkisi gibi parametrelerin pervane performansı üzerindeki etkileri araştırılmış ve elde edilen sonuçlar grafikler halinde sunulmuştur. İkinci aşamada pervanelerin dinamik koşullardaki verim, itki, hatve açısı gibi önemli parametreleri uçağın kalkış, tırmanış ve seyahat durumlarında 3 ayrı başlıkta incelenmiş sonuçlar kıyaslamalı bir şekilde grafiksel olarak sunulmuştur. Son durumda pervanelere ait gürültü incelemesi yapılarak çalışma sonlandırılmıştır.

İnsansız hava araçları, bilindiği üzere hem sivil hem de askeri uygulamalar için güncel olarak çalışılan bir alandır. Sabit kanatlı ve döner kanatlı insansız hava araçlarının yanında kanat çırpma hareketi ile uçabilen insansız hava araçlarının da literatürde önemli bir yeri bulunmaktadır. Ornithopter adı verilen bu hava araçları, doğrudan kuş benzetimi yaparak tasarlanmaktadır. Bu araçların literatürdeki kökleri Leonardo da Vinci'nin çizimlerine dayanmaktadır. Ülkemizde yoğun bir şekilde insansız hava araçlarının geliştirilmesine yönelik faaliyetler yürütülmektedir. Kamu ve özel sektör tarafından yürütülen bu çalışmalarda da yaygın olarak sabit kanatlı ve döner kanatlı insansız hava aracı tasarımları gerçekleştirilmektedir. Söz konusu proje kapsamında, elektrik motoru kullanılacak ve güç aktarım sistemi tasarlanarak kanat çırpma hareketi sağlanacaktır. Güç aktarım sisteminin tasarımı, üretimi, testleri proje kapsamında gerçekleştirilecektir. Güç aktarımı sağlandıktan sonra kanat ve kuyruk tasarımı tamamlanarak rüzgâr tüneli testleri gerçekleştirilecektir. Testlerde başarı sağlanması halinde tasarımın uçuş testleri de gerçekleştirilecektir. Mini İHA'nın gözlem amacıyla kullanılabilmesi için kamera seçimi ve stabilizasyonu yapılacaktır. Faydalı yükün dahil edilmesiyle gerçekleştirilen uçuşlar sonucu elektromekanik doğa benzetimli gözlem mini-İHA performansına yönelik parametreler ortaya koyulmuş olacaktır. Unmanned aerial vehicles are a field that is currently being worked on for both civilian and military applications. Unmanned aerial vehicles with stationary wings and rotating wings besides unmanned aerial vehicles that can fly by flapping motion have an important place in the literature. These air vehicles, called Ornithopter, are designed by direct bird simulation. The roots of these aircrafts in the literature are based on the drawings of Leonardo da Vinci. Activities are being carried out to develop unmanned aerial vehicles intensively in our country. These studies carried out by the public and private sector are also widely carried out with unmanned aerial vehicles with fixed wing and rotary wings. Within the scope of the project, an electric motor will be used, and a power transfer system will be designed, and a flapping motion will be provided. The design, production and testing of the power transmission system will be carried out within the scope of the project. Once power transmission is achieved, wind and tail design will be completed, and wind tunnel tests will be performed. If the tests are successful, flight tests of the design will be carried out. Camera selection and stabilization will be done to enable mini UAV to be used for observation purposes. The parameters for the performance of the electromechanical bio-inspired surveillance mini-UAV performance will be determined and observed. 146

Tez (doktora) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 470572, Bu çalışmada, havaalanlarında enerji tüketimine bağlı çevresel sürdürülebilirlik için yöntemsel bir yaklaşım geliştirmiştir. Geliştirilen yöntem havaalanı yerleşkesindeki enerji tüketiminin çevresel etkilerini anlaşılabilir bir yol ile hesaplamaya çalışmış ve "Methodology and Determinations for Airport Sustainability" (MDAS – Havaalanı Sürdürülebilirliği için Tanımlar ve Yöntem) şeklinde isimlendirilmiştir. MDAS Yöntemi havalimanındaki enerji odaklarını uçaklar, yer hizmetleri, terminal binaları ve diğer binalar olmak üzere dört kümeye, uçak hareketlerine bağlı ve günlük tüketime bağlı olarak iki gruba ayırır. Uçak hareketleri, uçağın aldığı hizmetler ve uçağın hareketi ile kullanılan enerjiyi kapsamakta iken, günlük enerji tüketimi yerleşke içerisindeki terminal binaları ile diğer binalar ile ifade edilir. Yöntem, yolcu, uçak ve günlük işletim gibi büyüklükleri kullanarak anahtar gösterge değerleri tanımlamaktadır. Bu yöntem, çalışma içinde dört küme ile belirlenmiş olan uçak ve havaalanı için çevresel etkilerinin hesaplanması ve anlaşılması için bir başlama noktasıdır. Bununla birlikte, çalışma dışı tutulmuş genel ve askeri havacılık ile yolcuların havalimanına ulaşımları gibi önemli boyutlar da bulunmaktadır.

Tez (doktora) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 433696, Çalışma kapsamında 1/9 ölçekte boyutlandırılmış bir yanma odası cidarında, slot film soğutma, efüzyon film soğutma ve dilüsyon mekanizmalarının hibrit etkileri incelenmiştir. Film soğutma hakkında literatürde yapılan çalışmaların büyük bir çoğunluğunda akış kinematiği hakkında detay bir çalışma yoktur. Bu tezde termal ölçümlerle beraber akış yapıları da ele alınmış ve literatürdeki bu boşluğa katkı sağlamıştır. Test düzeneğinde, ana akımdan gelen sıcak hava ile kompresörden gelen soğuk havanın çapraz akış mekanizmasında oluşan akış yapıları incelenmiş ve Parçacık Görüntülemeli Hız Ölçümü (PIV) ile hız haritaları, girdaplılık konturleri ve akış vektörleri gibi sonuçlar elde edilmiştir. IR termografi yöntemiyle de gerçek zamanlı plaka sıcaklık dağılımları görüntülenmiş ve farklı üfleme oranları için piksel sıcaklık değerlerinden film etkinlik katsayılarına ulaşılmıştır. Ayrıca HAD analizleriyle de 2 farklı konfigürasyon (slot film + efüzyon ile slot film + efüzyon + dilüsyon) ve 3 farklı üfleme oranları için optik hava tünelinin hibrit etkilerinin sayısal doğrulaması yapılmıştır. PIV ve HAD analizlerinde jet lift-off, CRVP, at nalı girdapları, kidney vortisleri ve resirkülasyon baloncukları gibi akış yapıları gözlemleniştir. Slot, film ve dilüsyon hibrit plaka ölçümlerinde eksenel ısıl etkinlik oranları açısında bakıldığında en etkin üfleme oranları efüzyon plakası için 0.24 kg/dak, dilüsyon plakası için de 0.35 kg/dak üfleme oranlarına denk gelen test koşullarında oluşmuştur.

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 470534, Havacılık sektörü, günümüzden yaklaşık bir asır önce, Wright kardeşlerin dünya üzerinde kanatlı bir platform ile ilk uçuşu gerçekleştirdikleri günden bugüne giderek daha kapsamlı faaliyetler içine girmektedir. İlk uçuşun gerçekleştirilmesinden bu yana tasarlanan, geliştirilen ve üretilen hava araçları da giderek daha kabiliyetli makineler haline almışlardır. Bu bağlamda hava araçlarında yapısal dayanım, sürat, manevra kabiliyeti, menzil, havada kalış ve aviyonik sistem yetenekleri gibi alanlarda çok büyük ilerlemeler kaydedilmektedir. Bu tez, özellikle askeri alanda faaliyet gösteren ve her geçen gün daha kabiliyetli ve karmaşık sistemler halini alan askeri uçakların, performans ve kararlılık testleri hakkında bilgi vermek ve bu kapsamda kullanılan test tekniklerini açıklamak maksadıyla hazırlanmıştır. Bu bağlamda komple bir test sürecinin alt bileşenleri olan veri toplama teknikleri, ihtiyaç duyulacak veriler ve parametreler, test manevrasının icrası, veri analizi ve anlamlandırma ve sonuçların askeri standartlar ile kıyaslanması konularına değinilmiştir. Bu tezde bahsedilen test teknikleri ve veri analizi yöntemleri genel olarak tüm hava araçlarına uygulanabilir olsa da, sonuçların yorumlanması için askeri standartlar referans alınmış ve askeri uçaklar üzerine yoğunlaşılmıştır.

Tez (doktora) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 433682, Geçmişten günümüze gaz türbinli motorların verimini artırmak her zaman hedeflenen bir nokta ve üzerine çalışan bir konu olmuştur. Gaz türbinli motor teorisinden de bilindiği üzere gaz türbini giriş sıcaklığı, motorun veriminde önemli bir rol oynamaktadır. Bu nedenledir ki yanma sonu gazların sıcaklığını artırmaya yönelik çalışmalar gaz türbin soğutma teknolojilerinde de ilerleme sağlanmasını zorunlu kılmaktadır. Bu tez çalışması kapsamında türbin kanatçığı iç soğutma yöntemlerinden olan rib dizili soğutma kanalı ele alınmıştır. Hesaplamalı akışkanlar dinamiği ile analiz edilen soğutma kanalı ayrıca deneysel yöntemlerle de incelenmiştir. Kanal içerisindeki akış yapısı parçacık görüntülemeyle hız ölçümü (PIV) yöntemi kullanılarak değerlendirilmiştir. Deneysel çalışmalardan elde edilen sonuçlar, hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizlerinden alınan sonuçlar ile karşılaştırılarak doğrulama gerçekleştirilmiştir. Bu tez çalışmasının bir diğer amacı ise akış yapısını ortaya koyarken riblerden kaynaklı oluşan türbülanslı akış neticesinde oluşan ısı geçişi mekanizmalarını da irdelemektir. RANS türbülans modellerinden k-? yaklaşımı ile edilen sonuçlar deneysel veriler ile tutarlılık göstermektedir. Bu nedenle rib dizili kanallar içerisindeki fiziksel olayların çözümlemesinde k-? türbülans modelinin kullanımı uygun bulunmuştur. Diğer yandan, akış içerisinde hız dağılımının ani değişim gösterdiği veya türbülansın yoğun olduğu akışların parçacık görüntülemeyle hız ölçümü yapılırken alınan verilerin işlenmesi için uyarlanabilir PIV yönteminin daha doğru sonuçlar verdiği belirlenmiştir. Yüksek hızlarda gerçekleşen akışlardaki rib kullanımı için rib adımı tanımı gözen geçirilmelidir. Rib adımı ile rib yüksekliği arasındaki oran artırılmalı ve rib adımı büyütülmelidir. Yüksek hızlarda gerçekleşen akışlarda soğutma yüzeyinde kış bozulmalarının meydana gelmesi için rib engelleme oranı büyük olacak soğutma kanalı tasarımı yapılması önerilmektedir. Bu tez sonucunda elde edilen sonuçların ulusal bilgi birikimine doğrudan ve ülkemizin 2023 hedefleri arasında yer alan yerli ve milli hava aracı ve güç sistemi geliştirme hedeflerine dolaylı olarak katkı sağlayacağı düşünülmektedir.

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 433490, Sürdürülebilir havacılık yenilenebilir enerji kullanımını gerektirmektedir. Havacılıkta elektrik ve dolayısı ile batarya kullanımı, çevresel hassasiyetleri de dikkate alan bir çözüm olarak öne çıkmaktadır. Bataryaların ısıl yönetimlerinin önemini ve gerekliliği yaşanan pratiklerle ortaya konulmuştur. Bataryalarda hücreler arası dengenin sağlanması, ısıl kaçışın engellenmesi ve ekonomik ömrün geliştirilmesi amacı ile ısıl yönetim gereklidir. Ancak batarya ısıl yönetiminin getirdiği ek ağırlık ve enerji tüketimi, zaten özgül enerji seviyeleri istenenin altında olan bataryaların etkinliğini daha da azaltmaktadır. Elektrikli uçak kavramı ve uçaklarda elektrik kullanımının gelişimi incelenmiştir. Ardından batarya yönetimine yönelik gereksinimler doğrultusunda batarya yönetim sisteminin ve ısıl yönetim sisteminin temel işlevleri ve özellikleri açıklanmıştır. Batarya türleri ve parametreleri incelenerek, bataryaların termodinamik, ısı transferi ve elektrokimyasal açıdan analizleri yapılmıştır. Batarya sıcaklığının belirlenmesine yönelik analiz sonuçları ortaya konmuştur. Deney düzenekleri geliştirilmiş ve yapılan deneylerde farklı batarya konfigürasyonlarının, ısıl davranışı, ısıl kaçış, verim ifadeleri, sıcaklık değişimleri ve değişim hızları ölçülmüştür. Bataryaların endotermik ve ekzotermik davranışları incelenmiş, analiz sonuçları ile deney ölçümlerinin uyuştuğu tespit edilmiştir. Batarya boyutlandırılma ve hücre seçimine yönelik analizler sunulmuştur. Bir genel havacılık uçağında kullanılan kurşun asit batarya yerine lityum alternatifleri geliştirilmiştir. Isı üretiminin akım değeri ile anlık batarya kapasitesine bağlı olduğu görülmüştür. Üretilen ısının büyük kısmının kayıp enerji olarak atıldığı değerlendirilmiştir. Batarya yönetim sistemleri ve bağlantı elemanlarının ısı üretimine katkılarının ısıl yönetim açısından önemli olduğu görülmüştür. Isıl kaçış deneysel olarak gözlenmiş, batarya hücrelerinin etkileşimleri incelenmiştir. Yüksek batarya kapasitesi kullanımının, ısıl yönetime duyulan ihtiyacı azalttığı görülmüştür. Enerji verimi %90 üzerinde olan bataryalarda ekserji veriminin %54 olduğu hesaplanmıştır.

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 300241, Hava aracı bakım faaliyetleri, günümüzde en önemli ulaşım yöntemi olan havayolu taşımacılığının temel kısımlarından birini oluşturmaktadır. Uçuş operasyonlarının emniyetli bir şekilde sürdürülebilmesinin temel şartı, bakım faaliyetlerinin emniyetli ve etkin bir şekilde gerçekleştirilmesidir. Bakım organizasyonlarının performansı ülkelerin, otoritelerin ve havayolu operatörlerinin faaliyet gösterdikleri çevrede maliyetlerini ve prestijlerini olumsuz etkileyebilmektedir. Hava aracı bakım faaliyetlerinin, havacılık emniyeti için kritik faktörlerden birisi olmasına rağmen hem bakım alanında kullanılan mevcut teknolojinin hem de bakım faaliyetlerinin temel dayanağı olan hava aracı bakım dokümanlarının mevcut yapısı, insan faktörleri konularında geliştirilmeye açık olup, bakım teknisyeni performansını açısından da ele alınmalıdır. Bu çalışmada, hava aracı bakım el kitabı (AMM)'nın mevcut yapısında görülen eksiklikler, teknisyen kullanımı açısından uzman ve kullanıcı görüşleri ile ortaya konulmaya çalışılmış ve günümüz teknolojilerinden faydalanarak yeni bir yaklaşım benimsenmiştir. Mevcut dokümanların ve ortaya konan yaklaşımın değerlendirilmesi için Anadolu Üniversitesi Havacılık ve Uzay Bilimleri Fakültesi bünyesinde öğrenim gören öğrenciler, yine aynı fakültede çalışmakta teknik personel ve teknik eğitmenlerden oluşan toplam 74 kişiyle 4 gruptan oluşan odak grup görüşmeleri gerçekleştirilmiştir. Katılımcılar değerlendirmelerinde mevcut dokümanları yüksek oranlarda emniyet, bakım operasyonlarına uygunluk ve insan faktörleri kapsamında olumsuz bulurken, çalışma sonucunda ortaya konan yaklaşımı ise yüksek oranlarda bakım faaliyetlerinin etkinliği, bakım operasyonlarına uygunluk ve insan faktörleri konuları açısından olumlu bulmuşlardır.

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 243597, Bu çalışmada, 2 kN itki üretebilecek üst kademe sıvı yakıtlı roket motoru için yakıt, yakıt karışım oranı, itki odası geometrisi ve itki odası malzemesi kavramsal olarak belirlenmiştir. N2O4 oksitleyici, N2H4 yakıt olarak seçilmiştir. RPA (Rocket Propulsion Analysis) programında performans kriterleri göz önünde bulundurularak yapılan analizlerde ideal yakıt karışım oranı 1.4, yanma odası basıncı 1 MPa olarak belirlenmiştir. İtki odası lülesi için % 80 parabolik çan şekilli lüle belirlenmiş, malzeme olarak karbon-seramikten olan DLR silca SF kompozit malzemesi seçilmiştir. Yapılan analizler sonucunda vakum ortamında spesifik impulsı (Is) 338.7 s, itki katsayısı (CF) 2.0018, karakteristik hızı (c*) 1659.26 m/s, efektif çıkış hızı ise 3321.55 m/s olarak hesaplanmıştır.

Bu çalışmada uçak yakıt sisteminde yakıta transfer edilen akış ve ısı enerjisinin değişimini incelemek üzere enerji ve ekserji analizi gerçekleştirilmiştir. Uçak sistemlerinin farklı komponentleri arasında ısı yönetiminin sağlanmasıyla meydana gelen ısıl dengenin uçağın performansı üzerinde önemli etkileri bulunmaktadır. Bununla birlikte uçak sistemleri içerisinde ısıl yönetimin en önemli komponentlerinden biri de uçak yakıt sistemidir.Uçuş süresince yakıt sistemin bileşenlerinde gerçekleşen enerji geçişi oranlarının %42'sini LPFFCOC, %23'ünü HPFCOC olmak üzere ısı değiştiriciler ve %22'sini LPFP, %13'ünü HPFP olmak üzere pompalar oluşturmaktadır. Ayrıca uçuş boyunca yakıt sisteminde gerçekleşen enerji geçişi oranlarının %50'si tırmanış, %21'i ivmelenme, %13'rölanti, %8'er olarak yatay seyir ve iniş evrelerinde gerçekleşmiştir. In this study, energy and exergy analysis of fuel system was performed to investigate of variation of flow and heat energies of fuel, loads by the fuel system. Thermal balance, formed by many different components of aircraft systems by means of heat management, has been significantly affected by aircraft performance. Meanwhile one of the most important components of thermal management in the aircraft systems is fuel system. The rate of energy transfer occurred in the fuel system components throughout flight is respectively 42% for LPFFCOC, 23% for HPFCOC in the heat exchangers and 22% for LPFP, 13% for HPFP in the fuel pumps. Besides, the rate of energy transfer occurred along the flight according to flight maneuvers is respectively 50% during the climbing maneuver, 21% during the acceleration maneuver, 13% during the idle position, 8% during cruise maneuver and 8% during the landing maneuver. 83

Tez (doktora) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 431612, Bu tez kapsamında, açı verilebilir pervane sistemine sahip, özgün tasarımlı bir insansız hava aracının tasarım, imalat ve uçuş tecrübe çalışmaları sunulmuştur. Bu çalışmada ele alınan uçak, kanat uçlarına yerleştirilmiş iki adet pervane sistemi ve arka kuyruk kolları arasına yerleştirilmiş bir adet pervane sistemi ile tahrik edilmektedir. Uçak üzerindeki tüm pervane sistemleri saat yönü ve tersi olmak üzere karşıt dönüşlü iki adet pervaneden oluşmaktadır. Uçak, dikey iniş – kalkış yapabilme kabiliyeti yanında konvansiyonel uçuş kabiliyetine de sahiptir. Her iki kanat ucunda bulunan pervane sistemi, uçağın y-ekseni etrafında doksan derece dönebilecek şekilde tasarlanmıştır. Tez içerisinde, uçak ilk ağırlık tahmini için yapılan yaklaşım ve ilk boyutlandırma çalışmaları gösterilmiştir. Hareket ve kinematik denklemleri tanımlanmış ve bu denklemlerde yer alan aerodinamik/motor kuvvet ve moment modelleri oluşturulmuştur. Oluşturulan modeller kullanılarak askı, geçiş ve seyir uçuşları için denge durumu analizleri yapılmıştır. Hareket denklemlerinin doğrusallaştırılmasından sonra, askı, geçiş ve seyir uçuşu modları uzunlamasına kararlılık incelemeleri yapılmıştır. Kararlılık incelemesinde, hareket denklemleri durum uzayı şeklinde modellenerek, sistem matrisinin özdeğerlerinin s-düzlemindeki yerleşimlerine bakılmıştır. Tüm uçuş modları için kontrol sistemi geliştirilmesi yapılmış ve bu kontrol sisteminin uçak üzerinde uygulanabilmesi için geliştirilen kontrol algoritması gösterilmiştir. Otomatik kontrol sistemi için kullanılan kumanda, uçuş kontrol kartı, duyargalar ve bunların bağlı olduğu elektrik-elektronik bağlantılar tanımlanmıştır. Uçağın kontrolü için gerekli olan açısal durum kestirimi çalışmaları belirtilmiştir. Deneysel incelemeler için imal edilen iç ve dış ortam test düzenekleri ve nihai uçak imalat adımları gösterilmiştir. Son olarak, yapılan test uçuşları ve kapsamları özet halinde verilmiştir. Tüm uçuş modlarının test edildiği son uçuş testinin sonuçları grafikler halinde açıklanmıştır.

Bu çalışmada, türbin iç soğutma kanallarını temsil eden, ayrık ve entegre türbülatörlerin bulunduğu dikdörtgen kesitli bir kanalda, türbülatör arkası akış alanı incelenmiştir. Yedi farklı boşluk-türbülatör yüksekliği (b/h) oranında ve yine RE sayısının 33k -60k olduğu aralıkta, ayrık türbülatörlerin akış karakteristiklerine olan etkileri PIV yöntemiyle araştırılmıştır. Türbülatör arkası akış alanı, akış çizgileri, boyutsuz eksenel ve radyal hız dağılımları, girdap vektörleri, ilgili boşluk-türbülatör yüksekliği oranlarında ve farklı RE sayılarında incelenerek, türbülatör sonrası akış yapısı raporlanmıştır. İkincil akışların şekilleri, türbülatöre olan mesafeleri, dönme yönleri gibi özellikleri boşluk oranlarına bağlı olarak karşılaştırılmıştır. Türbülatör yükseltildikçe, ikili girdap yapısına geçiş olmakla birlikte, yeniden tutunma noktası türbülatöre yaklaşmaktadır. b/h=0.14 oranında, üçlü girdap yapısına geçiş başlamakta, b/h=0.18 oranında geçiş tamamlanmaktadır. Bu değerin üstündeki boşluk oranlarında, yeniden tutunma noktası görülmemektir. Buna ek olarak, artan boşluk oranı ile türbülatöre eksenel olarak yaklaşan, birbirine ters yönde dönen girdap yapıları dikkati çekmektedir. In the present study, experimental flow field investigation behind a detached turbulator in a rectangular channel representing turbine internal cooling duct has been carried out. Flow characteristics of detached turbulators were studied by using PIV for seven clearance ratios and RE number varied from 33k to 60k. Flow characteristics behind a detached turbulator were reported by means of streamlines, normalized axial and radial velocities and vorticity. Secondary flow characterictics such as vortex structure and strength, position related to the rib and rotating direction were compared for different clearance ratios. As turbolator was elevated from the channel wall, transition of vortex structure and displacement of recirculation zone toward rib were noticed. Clearance ratio of b/h=0.14 was the transition clearance ratio for double-vortex structure to triple vortex structure. Triple-vortex structure was clearly seen at the ratio of b/h=0.18. For clearance values above b/h=0.18, flow reattachment on the channel wall was not observed. Furthermore, as clerance ratio increases counter rotating double cell vortex structures approach the rib in the axial direction. 88

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 382325, Bu çalışmada, filament sarma yöntemi ile üretilen silindirik malzemelerin yanal yüklemelerle basma testleri yapılarak, esneme ve kırılma durumları incelenmiştir. Silindirik numuneler üç farklı sarım açısı kullanılarak ([±45°], [±55°], [±65°]) cam elyafı / epoksi reçineden üretilmiştir. Numunelere (ASTM D 2412 test standardına göre) paralel plakalar arasında yanal basma testleri uygulanmıştır. Testlerden elde edilen tüm veriler sarım açısının etkisini karşılaştırmak üzere grafik ve çizelgelerde gösterilmiştir. Sarım açısının artışıyla birlikte numunenin mukavemetinde artış ve esnekliğinde azalma gözlenmiştir. Deneysel sonuçlar beklendiği gibi, filament sarım açısının numunenin mekanik özelliklerine önemli ölçüde etki ettiğini göstermiştir.

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 383785, Bu tezde Jet Cat USA firmasının Jet Cat P-60 ürün adına sahip devir aralığı 50 000 – 165 000 rpm, egzoz gaz çıkış sıcaklığı 580 – 690 0C, yakıt türü kerosen olan jet motoru sistem komponentlerinin tersinmezlik miktarlarının belirlenmesinde kullanılan ekserji analiz yöntemi ile birlikte ekserji analizi sonucunda tespit edilmiş tersinmezlikler miktarının komponentler arasındaki ilişkileri inceleyen ileri ekserji analizi gerçekleştirilmiştir. Ayrıca motorun sürdürülebilirlik indikatörleri tez kapsamında sunulmuştur. Proje numarası "1407F357" olan ve "Mini Turbojet/Turboprop Motorun İleri Ekserji Analizi" başlıklı bu tez çalışması Anadolu Üniversitesi Bilimsel Araştırma Projeleri Komisyonu Başkanlığı tarafından desteklenmiştir.

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 1193726, Görev tanımı arama-tarama ve gözlem olan küçük ölçekli bir İnsansız Hava Aracı (İHA) için, geleneksel tertibe sahip iki zamanlı patlar motorlu bir uçak çerçevesinde tasarım çalışmaları yapılmıştır. Tasarlanan uçağın bileşenleri (kanat, kuyruk, gövde) önce tekil halde, daha sonra bütünlenmiş uçak halinde Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) analizlerinde incelenmiş ve bileşenlerin aerodinamik etkileşimleri ortaya konmuştur. Seçilen motorun seyir uçuşu başarımı mevcut tasarım ile irtifaya bağlı olarak kuramsal ve deneysel yöntemler ile çıkarılmıştır. Gözlem için seçilen kameranın yerden yüksekliğe bağlı başarımı irdelenmiştir. Tasarım, motor ve kamera başarımı harmanlanarak arama-tarama görevinin icrasında önerilen seviye uçuşu koşulları belirlenmiştir. Böylelikle, oluşturulan gözlem İHA sisteminin seyir uçuşu eniyileştirmesi değerlendirilmiştir.

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 383102, Bu tezde Airbus A-320 iklimlendirme sisteminde yer alan bir hava çevrim sistemi için 5 farklı yükseklikte enerji, ekserji ve ileri ekserji analizleri gerçekleştirilmiş ve elde edilen değerler kıyaslanmıştır. 2007 yılında 16,800 olan hava aracı sayısı günümüzde 19,600’dür ve bu rakamın 2024 yılı itibariyle 35,300 olması beklenmektedir; yani gelecekte daha az enerji tüketen araçların ve sistemlerin varlığı günümüzden daha önemli olacaktır. Enerji kavramı, verim ifadelerinin belirlenmesinde gerekli olmasına karşın, verimsizliklerin tanımlanmasında ve ölçülmesinde yeterli değildir. Verimsizlikler ise ekserji kavramıyla açıklanır, ancak ekserji bir sistemin bileşenleri arasındaki etkileşimleri ve geliştirme potansiyellerini açıklamakta yetersizdir. Bu nedenle sistem içerisinde yer alan bileşenlerin birbirlerine olan etkileşimlerinin anlaşılabilmesi için ileri ekserji analizinin yapılmasına ihtiyaç vardır. İleri ekserji analizi sayesinde geliştirme potansiyeli en yüksek olan bileşenler ve meydana gelen ekserji yıkımlarının nedenleri bu tez kapsamında değerlendirilmiştir.

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 383346, Polimer elektrolit membran yakıt hücreleri yüksek verimlilikleri, düşük operasyon sıcaklıkları, ihmal edilebilir gürültü ve titreşim değerleri, hızlı başlangıç cevabı, yüksek enerji yoğunluğu ve uzun menzil sağlaması açısından insansız hava araçlarının itki sistemleri için önemli bir adaydır. Bu çalışmada, öngörülen motorun çalışması için gerekli olan 12 V ve maksimum 32 A değerleri, tasarlanacak olan yakıt hücresinin bipolar plakaları, akış kanallarının geometrisi, yakıt hücresinin çalışma voltajını ve akımını belirlemede kullanılmıştır. Nafion 115 membran ve gaz difüzyon tabakası olarak SGL BC 10 karbon kağıt seçilmiştir. Katalizörlü yüzey için 0,5 mg Pt /cm2 olacak şekilde ultrasonik püskürtme yöntemi ile yüzey üzerine püskürtülmüştür. Sonrasında membran elektrot bileşkesi sandaviç şeklinde bir araya getirilmiştir. Kısa yakıt hücre yığınına geçilmeden önce tekli yakıt hücresinin testleri yapılmıştır. Sonuçlar göstermiştir ki yapılan deneyler ile beraber bilgisayar destekli analizin gerekliliği, yakıt hücre yığının oluşturulması aşamasına geçilmeden önce önemli bir adımdır. Ayrıca hücre içinde kullanılan sızdırmazlık elemanın seçimi, hücre çalışma koşulları ve verimlilik açısından oldukça hayati bir öneme sahiptir.

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 383089, Bu çalışmada, bir kanal içi pervane sistemi tasarımı, üretimi ve testleri yapılmıştır. Kanal içi pervane sistemi, statik halde itki arttırma yöntemlerinden birisidir. Bu çalışmada yalın pervanenin statik itkisini arttıracak bir kanal tasarımı yapılması ve bu tasarımın üretilip yalın pervaneye göre statik itkide meydana gelen değişimler incelenmiştir. Çalışmada ilk olarak yalın pervane sistemi ve kanal içi pervane sisteminin statik itki değerlerinin deneysel olarak ölçüleceği deney düzeneği tasarlanmış ve okulda bulunan CNC tezgâhında üretilmiştir. Ardından çalışmaya yalın pervanenin statik itki değerleri ölçülerek başlanmıştır. Bu ölçümlerin ardından seçilen pervaneye göre bir kanal sistemi tasarlanmıştır. Bu sistemden elde edilen sonuçlarla yalın pervane sisteminden elde edilen deneysel sonuçlar karşılaştırılmıştır. Kanal içi pervane sisteminin 13*6 apc pervane ile %6’ya yakın itki artışı sağladığı, 13*6 ahşap pervanede belirli aralıklarda artış olduğu, 13*4 pervanede ise açık pervane sisteminin daha iyi itki ürettiği görülmüştür.

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 1035489, Eksergo-çevresel analiz enerji dönüşüm sistemlerinin çevresel performansını değerlendirmek için kullanılan ideal bir yöntemdir ve bu çalışmada ilk defa bir uçak motoruna uygulanmıştır. Bu analiz vasıtasıyla çevresel etkilerin yeri, büyüklüğü ve kaynağı ekserji yıkım akımları vasıtasıyla komponent bazında belirlenebilir. Bu tez çalışmasında bir turboprop uçak motorunun eksergo-çevresel analizi sırasıyla 240 Nm, 350 Nm, 485 Nm, 552 Nm, 580 Nm ve 630 Nm tork değerleri için gerçekleştirilmiştir.Motor verileri test şartlarında elde edilmiş olup, kalan değerler parametrik olarak hesaplanmıştır. Sonuçlara göre bütün tork değerlerinde en fazla ekserji yıkımı kaynaklı çevresel etkinin olduğu komponent, kimyasal reaksiyonun gerçekleştiği yanma odası olarak belirlenmiştir. Bununla birlikte, komponent kaynaklı çevresel etkiler kompresör, yanma odası, gaz jeneratör türbin ve güç türbini için sırasıyla 6,14 Pts/sa, 2,44 Pts/sa, 6,42 Pts/sa ve 3,11 Pts/sa olarak belirlenmiştir.

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 1035283, Türbülatörler, gaz türbinli motorlarda ısı transferini arttırmak için türbin kanadının iç soğutma kanallarında kullanılan girdap oluşturucu mekanizmalardır. Bu çalışmada öncelikle gaz türbinli motorlarda genel soğutma konusu işlenmiş, sonra spesifik olarak türbin kanat soğutma kanallarında türbülatör kullanımı detaylı bir şekilde incelenmiştir. Daha sonra türbülans modellemede kullanılan sayısal yöntemler ve RANS temelli türbülans modelleri incelenmiştir. Son olarak, trapezoid soğutma kanalları modellenmiş, modellere ağ atılmış ve modellerin ANSYS Fluent ile sayısal benzetimi yapılmıştır. Modellenen iki geçişli trapezoid kanalın alt ve üst yüzeylerine kare kesitli ribler yerleştirilmiştir. Rib adımının rib boyuna oranı (P/e) 12 olarak seçilmiş; blokaj oranları(e/Dh) dar kanal, geniş kanal ve dönme bölgesi için sırasıyla 0.078, 0.066 ve 0.07 olarak alınmıştır. Ribler kanala önce ana akışa ortogonal(90?), sonra transvers(60?) ve V-şeklinde olacak şekilde yerleştirilerek; rib yerleşimlerinin üç değişik Reynolds sayılarında(16.800, 31.800 ve 57.200) ısı transfer artışı, sürtünme kaybı ve termal performans bakımından karşılaştırması yapılmıştır. Ayrıca iki geçişli kanalda 180? dönme bölgesindeki akış ve ısı transfer karakteristikleri incelenmiş ve kanallar eş genişlikte olmadığından bir nevi daralan-genişleyen türbülatörlü kanal akışı da incelenmiştir. Sayısal çözüm aracı olarak 4 çeşit RANS temelli türbülans modelleri (RKE modeli, SST k-? modeli, V2f modeli ve Reynolds gerilmeleri modeli) kullanılmıştır. Kanal konfigürasyonları için ikincil akışların, hız vektörlerinin, türbülans şiddetlerinin ve yerel Nusselt sayısı dağılımlarının gösterimi yapılmıştır. Elde edilen sonuçlar deneysel verilerle karşılaştırılarak çalışılan türbülans modellerinin deneysel çalışmayla doğruluk ve yakınsama bakımından paralel sonuçlar verip vermediği tespit edilmiştir.

Tez yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 1035431, Bu tezde, 400 N itkiye sahip küçük bir turbojet motorun hava parçalamalı, yakıt hava püskürtücülü yakıt besleme sistemine sahip düz akışlı bir yanma odasının tasarımı, performans testi ve termodinamik analizi yapılmıştır. Tez çalışması, düz akışlıbir yanma odası kavramsal, ön ve detay tasarım süreçlerini içermektedir. Yanma odası performans testlerinin gerçekleştirilebilmesi amacıyla ülkemizde ilk kez atmosferik bir yanma odası test düzeneğinin tasarımı ve kurulumu gerçekleştirilmiştir. Test sisteminde gerçekleştirilen deneysel çalışmalar sonucunda; yanma odasına ait basınç düşümü, çıkış sıcaklık profili, emisyon profilleri ve gömlek metal sıcaklığı parametreleri deneysel olarak ölçülerek teorik hesaplamalarla karşılaştırılmıştır. Ayrıca yine bu çalışma kapsamında, ön tasarım hesaplamalarının daha etkin ve hızlı gerçekleştirilebilmesi için PreCoDe ismi verilen özgün bir akış yolu tasarım kodu geliştirilmiş ve doğrulanmıştır. Yazılımla hesaplanan maksimum gömlek metal sıcaklığı, sayısal hesaplamalarla 953 K, termal boya sonuçlarında ise 969 K olarak bulunmuş olup, teorik değerlerle deneysel sonuçların tutarlı olduğu görülmektedir. Son olarak da elde edilen yanma odası deneysel verileriyle ekserji hesaplamaları gerçekleştirilmiş ve yanma odası ekserji verimi % 49.4 olarak bulunmuştur. Yapılan bu tez çalışmasının önemli sonuçlarından biri ise gerçekleştirilen teorik hesaplamalar, tasarlanan test sistemi ve yapılan deneysel çalışmalarla, ülkemizde tasarlanacak olan gaz türbini yanma odasına ait AR-GE çalışmalarına önemli katkılar sağlayacak olmasıdır.