Uçak motorunda buzlanma oluşumu, uçuş güvenliğini tehdit eden en ciddi
meteorolojik tehlikelerden biridir. Motor üreticileri sertifikasyon sürecinde motorun
buzlanmaya karşı korumalı olduğunu ispat etmekle yükümlüdürler. Bu çalışmada
buzlanma tehlikesi ile karşı karşıya olan ön yatak taşıyıcı parça ele alınacaktır.
Çalışmanın amacı, ön yatak taşıyıcı parçada buzlanma riskini arttıran köşe yuvarlatma
işleminin etkisinin araştırılmasıdır. Buzlanma, parça üzerinde bulunan kanatçıklarda
meydana gelmektedir. Buzlanma sisteminde bulunan deliklerin çevresinde meydana
gelen yüksek sıcaklık farkları ve deliklerin işlenmesi sonucunda oluşan keskin köşeler
yüksek stres yoğunluğuna neden olur. Olası çatlak başlangıcını engellemek için
deliklere köşe yuvarlatma işlemi uygulanması kaçınılmazdır. Fakat bu işlem buzlanma
önleyici sistemin etkinliğini azaltmaktadır. Deliklere uygulanan köşe yuvarlatma
değerinin üst limitinin belirlenmesi, bu araştırmanın temel amacını oluşturmaktadır.
Çalışmada 4 farklı köşe yuvarlatma değeri için sayısal ve deneysel çalışmalar
gerçekleştirilmiştir. Kanatçık üzerinde bulunan 15 delik 3 gruba ayrılarak incelemeler
gerçekleştirilmiştir. Sayısal çalışmadan elde edilen veriler deneysel verilerle
ilişkilendirilmiştir. Hız vektörleri, kayma gerilmeleri, yüzey üzerindeki jet akış izleri
incelenmiş ve belirlenen kriterlere göre delik grupları için köşe yuvarlatma değerlerinin
üst limitleri bulunmuştur. Literatürde yer alan akış görüntüleme yöntemlerinden farklı
bir yöntem kullanılarak belirli aero profile sahip kanatçık firar kenarındaki hava jet
etkinliği araştırılmıştır. Belirlenen aralıkta köşe yuvarlatma değeri ve bunun fonksiyonu
olan jet akış etki alanı arasındaki eşitlikler herbir delik için hesaplanmıştır. Çalışma
sonucunda elde edilen bilgiler uçak motor parça tasarım ve imalat faaliyetlerinde önemli
bir girdi olarak kullanılması beklenmektedir. Ayrıca çalışma kapsamında uygulanan
akış görselleştirme yöntemi geliştirilerek benzer çalışmalarda kullanılabilir.
Icing is one of the serious meteorological event which threats flight security.
Aircraft engine manufacturers have to assure that engine has protection system against
icing during the certification of the engine. Front bearing chamber where icing may
occur is held in this study. Purpose of the study is to investigate the effect of break edge
operation which increases icing risk on the part. The icing occurs on vanes of the part.
High thermal gradient and sharp edges occurring after manufacturing of the holes cause
stress concentration near the holes. In order to prevent probable crack initiation, break
edge operation has to be applied to the holes. However, this operation reduces icing
system efficiency. Determining upper limit of the break edge operation is the main aim
of this study. Both numerical analyses and flow visualization experiments have been
performed for 4 different break edge operations. All break edge operations have been
investigated at different flow conditions. There are 15 holes on a vane and they divided
3 groups for the investigation. Outcomes of the numerical analysis are compared with
experimental. Velocity vectors, shear stresses, thickness of effected area by jet flow are
analyzed and upper limit of the break edge operation for all group of the vane are
defined according to determined criteria. Jet flow effectiveness of leading edge of the
vane having specified aero profile is researched by using a different flow visualization
method from the methods available in literature. Equations between break edge
operation and jet flow effective area which is function of break edge operation are
calculated for each hole. Obtained data is expected to use for design and manufacturing
of the engine component as important input. On the other hand, the flow visualization
method used in this study can be improved and used for similar studies.
