Bir turbojet motorun aerodinamik tasarımı

Abstract

Gelişen teknoloji ile askeri havacılık alanında geleneksel platformlara rakip olarak küçük, düşük maliyetli ve amaca özel tasarlanmış İHA ve seyir füzelerinin kullanımı yaygınlaşmaktadır. Bu alanda yapılan çalışmalar İHA ve seyir füzelerinin çeşitliliğini artırmaktadır. Çeşitlenen platformlar ile beraberinde motor ihtiyacı oluşmaktadır. Bu çalışma kapsamında İHA ve seyir füzelerinde kullanılabilecek küçük jet motorları sınıfına giren bir turbojet motorun aerodinamik tasarımı yapılmıştır. Tasarıma termodinamik hesaplardan başlanmıştır. Termodinamik hesaplar ile sınır koşulları belirlenen motor bileşenlerinin aerodinamik tasarımları yapılmıştır. Bu bileşenler eksenel kompresör, halka tipi yanma odası, eksenel türbin ve daralan egzoz nozulsidir. Bileşenlerin ön tasarımları yazılan programlar ile yapılmıştır. Ön tasarımlardan elde edilen geometriler HAD analizleri ile incelenmiş ve tasarımlarda istenilen sonuçlara ulaşılana kadar tasarım yenilemesi yapılmıştır. Bileşenlerin nihai tasarımları sonrası kompresör ve türbin performans haritaları HAD analizleri ile çıkarılarak motor performans hesaplamaları yapılmıştır. Performans hesaplarında motorun farklı uçuş hızları ve irtifalarda surge, choke limitlerini aşmadan başarılı bir şekilde çalıştığı görülmüştür. Sonuç olarak İHA ve seyir füzelerinde kullanılabilecek küçük çaplı, düşük yakıt tüketimli ve yüksek bileşen verimli bir turbojet motorun aerodinamiği tasarlanmıştır.As a rival to traditional platforms with the developing technology, the use of small, low-cost and purpose-designed UAVs and cruise missiles is becoming widespread in military aviation. Studies in this field increase the diversity of UAVs and cruise missiles. With the increasing platform types, there is a need for engine. Within the scope of this study, the aerodynamic design of a turbojet engine, which is in the class of small jet engines that can be used in UAVs and cruise missiles, has been made. The design started from thermodynamic calculations. Aerodynamic designs of engine components whose boundary conditions were determined by thermodynamic calculations were made. These components are axial compressor, annular type combustion chamber, axial turbine and converging exhaust nozzle. The preliminary designs of the components are made with the programs written. The geometries obtained from the preliminary designs were examined by CFD analysis and the design was renewed until the desired results were achieved in the designs. After the final design of the components, the compressor and turbine performance maps were generated with CFD analysis and engine performance calculations were made. In performance calculations, it has been observed that the engine operates successfully at different flight speeds and altitudes without exceeding the surge and choke limits. As a result, the aerodynamics of a small diameter, low fuel consumption and high component efficiency turbojet engine that can be used in UAVs and cruise missiles has been designed.