Hava soğutmalı yağ soğutucusu dizaynı
Design of air cooled oil cooler
- Tez No: 39773
- Danışmanlar: DOÇ.DR. TEMEL KOTİL
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aircraft Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 1994
- Dil: Türkçe
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: 87
Özet
ÖZET HAVA SO?UTMALI YAG SO?UTUCUSU DİZAYNI Uçak motorlarının çalışması esnasmda meydana gelen sıcaklık artımlarının, motorun sıcaklığını işletim limitlerinin üzerine çıkarmasının önlenmesi gerekir. Motorun sıcaklığım işletim limitleri içerisinde tutmak için havalandırma ve yağlama sistemlerinden faydalanılır. Motorun soğutulmasında kullanılan hava bir açık çevrime sahip olduğu için, motoru soğuturken ısınan havanın tekrar soğutulması gibi bir mesele söz konusu değildir. Fakat yağ için bu söylenemez, çünkü yağlama sistemi kapalı bir çevrime sahiptir, bu nedenle motor içerisinden çıkan yağın tekrar motora gönderilmeden önce soğutulması gerekir. Genelde hava araçlarında motor yağının soğutulması ısı değiştiriciler kullanılarak yapılır. Kullanılan ısı değiştiriciler yakıt-yağ ve hava-yağ olmak üzere iki türlüdür. Bir uçak dizayn edilirken, uçaktan istenen özelliklere göre hangi motorun kullanılacağına önceden karar verilir ve motor bir motor üreticisine sipariş edilir. Genel olarak motor üreticisi motorla ilgili birçok bilgiyi uçak üreticisine bildirir. Bu bilgiler ışığında uçak imalatçısı motorun uçağa yerleştirilmesi için gerekli hesaplamaları yapar. Yukarıda bahsedilen problemle alakalı olarak uçak imalatçısının motorun soğutulmasında kullanılan hava-yağ soğutucusunun genel karakteristiklerini tesbit etmesi gerekir. Yakıt-yağ soğutucusu motor imalatçısı tarafından motorun bir parçası olarak uçak imalatçısına temin edilirken, hava-yağ soğutucusu motorun sabit bir parçası olamaz. Çünkü hava-yağ soğutucusu motorun kullanılacağı uçuş şartlarına, motorun yerleştirileceği motor-beşiğinin şekline ve motor beşiğindeki konumuna göre uçaktan uçağa değişecektir. Hava-yağ soğutucusu dizaynında etkili olan parametrelerden bir kısmı motorun özelliklerine, bir kısmı ise uçağın uçuş şartlarına bağlıdır. Kullanılacak soğutucu bir yandan uçağın her türlü uçuş şartında motoru sıcaklık limitleri içerisinde tutmak için gerekli ısı transferini sağlarken, diğer yandan yağda meydana getireceği basınç düşmesi motor üreticisi tarafından bildirilen limitleri aşmamalıdır. Ayrıca içerisinden geçen hava akımında meydana gelen basınç düşmesinin de uçak performansım minimum ölçüde etkilemesi temin edilmelidir. Bunlara ilave olarak, istenilen şartlan sağlayan soğutucunun geometrik boyutlarının soğutucunun motor- beşiği içerisinde fazla yer kaplamamasına da dikkat edilmelidir.Bu çalışmada, yukarıda anlatılanlardan da çıkarılabileceği gibi, uçağın uçuş şartlarından ve motor yağının özelliklerinden elde edilen parametreler yardımıyla, gerekli olan soğutucunun geometrik özellikleri, içerisinden geçen yağda ve havada meydana gelen basınç düşmelerinin tesbitine çalışılmıştır. Çalışmaya başlamak için soğutucunun geometrik iç şekli ve soğutucunun yapıldığı malzemenin özellikleri önceden tesbit edilmiştir. Bu tesbit, hava-yağ soğutucusu veya daha genel bir ifadeyle sıvı-gaz soğutucusu için günümüzde yaygın olarak kullanılan ve en uygun olarak kabul gören geometrik şekil ve malzeme seçimine dayanmaktadır. Bu çalışmada, uçaklarda kullanılan hava-yağ soğutucuları için en uygun olan iki farklı tür geometrik iç yapı gözönüne alınmıştır. Bu iki faklı geometrik iç düzen basit olarak şöyle ifade edilebilir. 1- İçerisinden yağ geçmekte olan dairesel tüplerin etrafından, tüplere dik doğrultuda hava akımının geçirilmesi. 2- Dikdörtgensel plakalarla ayrılmış boşluklardan birinden yağ geçerken, altındaki ve üstündeki boşluklardan yağın akış yönüne dik doğrultuda hava akımının oluşturulması. Dikdörtgensel plakalı ısı değiştiricisi iç düzeninde hava kısmı için ısı transferi faktörü ( Colburn J faktör ) ve sürtünme faktörü, her iç düzen için ayrı ayrı hazırlanmış grafiklerden okunmuştur. Bu iki farklı soğutucu geometrik iç düzeni için hesaplamalar ayrı ayrı yapılmış ve çalışmanın sonunda, dizayn aşamasında olan CASA-3000 uçağı için en uygun geometrik yapıya karar verilmiştir. Soğutucuya giren havanın basmç, sıcaklık, yoğunluk v.b. özellikleri göz önüne alınan uçağın uçuş irtifası ve atmosfer sıcaklığının ISA atmosfer sıcaklığından sapmaları göz önüne alınarak ISA atmosferinin özelliklerinden tesbit edilmiştir. Havanın özgül ısısı, viskozitesi gibi özellikleri ise ampirik bağıntılarla hesaplanmıştır. Havanın özgül ısısı, havamn statik sıcaklığına bağlı olarak bir ampirik bağıntı yardımyla hesaplanabilir. Hesaplamaların belli bir aşamasında havamn özgül ısısı, o an için havamn statik sıcaklıkları bilinmediği için, havanın toplam sıcaklıkları yardımıyla hesaplanmıştır. Fakat formülasyonun ileri aşamalarında havanın statik sıcaklıkları hesaplandığında, daha önce kabul edilen değerle mukayese edilerek aradaki hatanın belirlenen bir limitin altına çekilmesi yoluna gidilmiştir. Bu olay bilgisayar programına bir iterasyon adımı olarak eklenmiştir. Hesaplamalarda atmosfer özellikleri ve motorun çalışma şartlan, uçağın kalkış durumundaki halleriyle kullanılmıştır. Ayrıca, ISA atmosferi“ sıcak gün ”olarak adlandırılan uçağın uçabileceği en sıcak gündeki özellikleriyle gözönüne alınmıştır. Çünkü, motorun maksimum güçte çalıştığı ve dolayısıyla en sıcak olduğu irtifa kalkış irtifasıdır. Ayrıca kalkış halinde uçağın hızının sıfır olduğu, hava akımının sadece pervane etkisiyle oluştuğu kabul edilmiştir. Fakat, mukayese için uçağın düzgün seyahat hali için de soğutucu dizaynı yapılmış ve kalkış şartlarına xıgöre tasarlanan bir soğutucunun seyahat halinde de rahatlıkla kullanılabileceği gösterilmiştir. Soğutucu tasarımı bir turbo-prop motor için yapıldığından, soğutucuya giren havanın özellikleri pervane etkisi de gözönüne alınarak hesaplanmış, doğrudan atmosfer havasının girdiği kabulü yapılmamıştır. Bu etki“ modifiye momentum teorisi ”ile hesaplara katılmıştır. Ayrıca havanın doğrudan soğutucuya girdiği kabulü yapılmamış, soğutucuya giriş ve çıkış kanallarının etkisi de hesaplara ilgili parametreler yardımıyla katılmıştır.Bu aşamada, giriş ve çıkış kanalları boyunca herhangi bir ısı transferinin meydana gelmediği kabulü yapılmıştır. Soğutucuda meydana gelen ısı geçişlerinin hesaplanmasında temel olarak“termodinamiğin birinci kanununun”açık sistemler için olan uygulaması kullanılmıştır. Yağ kısmı ve hava kısmı için akış ayrı ayrı incelenerek, denklem uygun kabullerle her iki taraf için ayrı ayrı en uygun şekilde sadeleştirilmiştir. Isı değiştiricisinin yağ kısmıda hareketin kinetik enerjisi yağın entalpisine kıyasla çok küçük olduğu için, hareketin kinetik enerjisi ihmal edilmiştir. Fakat hava akışı yağa göre çok daha hızb olduğundan hava kısmı için bu sadeleştirme yapılamamıştır.Aynca yağ kısmında giriş ve çıkış sıcaklıkları arasındaki fark büyük olmadığı için entalpi ifadesindeki integrasyon yerine, Simpson integrasyon yaklaşımı kullanılarak ifade sadeleştirilmiştir Soğutucuda kullanılan yağın seçiminde bağımsız davranılamaz. Uçak motorunda kullanılan yağın soğutucudan geçeceği açıktır. Bu nedenle yağın özgül ısısı, ısı iletkenliği, viskozitesi ve yoğunluğunun sıcaklıkla değişimi, ampirik formülle veya grafikler yardımıyla kolaylıkla elde edilebilir. Güç ünitesindeki ve pervane dişli kutusundaki yağ soğutucuya bir bağlantı hortumu yoluyla aktarılmaktadır. Bu bağlantı hortumunun çapı daha doğrusu kesit alanı hesaplan etkilemektedir. Bağlantı hortumunun çapı ve kesit alam uçak motorlarında kullanılan standart hortumlannkine benzer olarak alınmıştır. Ayrıca, hortum boyunca yağ sıcaklığının dağişmediği kabul edilerek, yağın hortum boyunca olan yoğunluğunun bulunmasıda yağın ısı değiştiricisine giriş sıcaklığı kullanılmıştır. Dikdörtgensel levhalı iç düzene sahip ısı değiştiricilerinde taşınımla ısı transferi dairesel kanallar içerisinde olmadığından, çalışmada ilk yaklaşım olarak“hidrolik çap”kavramı kullanılarak dairesel tüp sonuçlan uygulanmıştır. Laminer akım için, özellikle de keskin kenarlara sahip kanallar içindeki akışlarda bu yaklaşım yeterince hassas olmadığı için, akışın Nusselt sayısı tablolar yardımıyla tesbit edilmiştir. Isı değiştiricisi analizlerinde kullanılan iki temel metod olan“ effectiveness- NTU ”ve“ log mean temperature difference ”metodlannın her ikiside irdelenmiş, sonuç olarak bizim çalışmamız için daha uygun bulunduğu için NTU metodu kullanılmıştır. xııHava ve yağ akışı için ısı değiştiricisinden geçerken ortaya çıkan basınç düşmesinin 4 temel sebebi olduğu varsayılmıştır. 1- Akışın ısı değiştiricisine girerkenki ani kesit daralmasının meydana getirdiği“ giriş basınç kayıpları ”. 2- Akışkanın ısı değiştiricisi içirişinde iken yoğunluğunda meydana gelen değişmelerden kaynaklanan hızlanma ve yavaşlamaların meydana getirdiği basınç kayıpları. 3- Isı değiştiricisi içerisinden geçerken sürtünmeden dolayı akışkandaki basınç kayıpları. 4- Isı değiştiricisi çıkışındaki ani kesit alanı artımından kaynaklanan“ çıkış basınç kayıpları”. Hem hava hem de yağ için ivmelenmelerden kaynaklanan basınç düşmelerinin sürtünmeye kıyasla çok küçük olması nedeniyle ihmali yoluna gidilmiştir. Dairesel tüp iç kesitli ısı değiştiricilerinde, hava akımı için bulunan sürtünme katsayısı giriş ve çıkış kayıplarımda ihtiva ettiği için, bunlar ayrıca hesaba katılmamıştır. Soğutucu dizayn metodu tesbit edildikten sonra kullanılan formülasyon bir bilgisayar programına aktarılmıştır. Aslında, bu metod için bir bilgisayar programı zorunlu görülmüştür. Çünkü, metod da kullanılan bazı deklemlerin direk çözümü yoktur. Bu denklemlerin çözülmesi için birkaç yerde sayısal analiz yöntemlerinden olan iterasyon yöntemleri kullanılmıştır. Ayrıca hesaplar sırasında yapılan kabullerden kaynaklanan hataları belli limitlerin altında tutmak için de iterasyon yöntemlerine başvurulmuştur. Yazılan programa uçuş şartlan ve motor özellikleri giriş datası olarak girilerek ve hesapların hangi tür soğutucu iç düzeni için yapılması istendiği programa verilerek program koşturulmuş ve sonuçlar elde edilmiştir. Elde edilen sonuçlar çıkış dosyalarından okunarak grafik haline getirilmiş ve grafikler değerlendirilerek CASA-3000 uçağı için hangi tür soğutucu iç düzeninin uygun olduğu ve bu iç düzene sahip soğutucunun boyutları ve meydana getireceği basmç düşmeleri tesbit edilmiştir. Elde edilen sonuçlara göre, dairesel kesitli tüp iç düzenine sahip bir ısı değiştiricisi tipi CASA-3000 uçağı için uygun bulunmuştur. Çünkü bu ısı değiştiricisinin hava akımında meydana getirdiği basmç düşmesi 11 hava akımı boşluğuna sahip düzlem plaka tipi ısı değiştiricisinin meydana getirdiği basınç düşmesinden daha azdır. Ayrıca ısı değiştiricisi hacmi açısından da dairesel tüp iç düzenli ısı değiştiricisi daha avantajlıdır. Dairesel tüp iç düzenli ısı değiştiricisi boyunca yağda meydana gelen basmç düşmesi diğerine nazaran daha fazla olmasına rağmen, motor üreticisi tarafından belirtilen basmç düşüş limitini geçmediği için bir problem teşkil etmemektedir. 5 tane hava akımı boşluğuna sahip düzlem plaka tipi ısı değiştiricisindeki hava akımı basınç düşmesi üstte tercih edilene göre daha az xıııolmasına rağmen yağ akımı basınç düşmesi limit değerini geçtiği için bunun kullanılması söz konusu değildir. Bütün ısı değiştiricisi tipleri için, ısı değiştiricisinden çıkan havanın toplam basıncı incelendiğinde, hemen hemen her hal için bu basmç değerinin atmosfer basıncından düşük olduğu gözlenebilir.Bu ısı değiştiricilerinde hava akımının oluşabilmesi için - çıkış kanalındaki basmç düşmesi de göz önüne alındığında - çıkış toplam basıncının atmosfer basıncından çıkış kanalından da geçebilecek kadar büyük olması gerekir. Bu çalışmada incelenen ısı değiştiricisi tiplerinin hiçbirinde yukarıda anlatılan husus mevcut olmadığı için, ısı değiştiricilerinde hava akımının oluşması için çıkış kanalmda ısı değiştiricisinin hemen gerisine bir hava üfleyicisinin yerleştirilmesi gereği ortaya çıkmıştır. Bu üfleyicinin amacı, ısı değiştiricisinin hemen gerisinde hava basıncını düşürerek, hava akımının oluşmasını temin etmektir. Seyahat hali için yapılan hesaplamalardan da görüleceği gibi aym kalkış halindeki duruma benzer olarak, bu hal için de hava üfleyicisinin kullanılması gerekmektedir. Bu çalışma yardımıyla yazılan program burada yanlız CASA-3000 için kullanılmış ve sonuçlar irdelenmiştir. Fakat program CASA-3000 ' e özel bir program değildir. Bu program, turbo-prop motoru olan her tür uçak dizaynında faydalanılacak şekilde yazılmıştır. xıv
Özet (Çeviri)
SUMMARY Engine temperature increases during the running. So, Engine must be cooled to keep its temperature within the operating limits. This cooling is supplied by ventilation and lubrication systems. One of the devices which are used to keep oil temperature within the operating limits is the ACOC ( air cooled oil cooler ). Because the air cooled oil cooler is not supplied with the engine by engine manufacturers, it should be furnished by aircraft manufacturers. ACOC performance has to assure an oil flow within the temperature and pressure that powerplant oil system requires. In the other hand, ACOC must cause a minimum air pressure drop not to effectaircraft performance, negatively. In this study, the purpose is to calculate air pressure drop and dimensions of heat exchanger by using the heat transfer rate, oil pressure limits, inlet and outlet oil temperatures, which are informed by the engine manufacturer and the ambient conditions selected at the design point. To start the study, it is necessary to decide what core configuration is used in the heat exchanger. In this study, two differrent core cofiguration, Circular tube- fin configuration, Plate-fin compact heat exchanger, are analyzed: According to the flight altitude and ISA deviation, ambient air properties established. Air specific heat, air viscosity etc. are obtained by empirical equation. Because heat exchanger design is implemented for a turbo-prop engine, propeller efffect is considered by using“ modified momentum theory for propeller ”.Inlet and outlet ducts of heat exchanger are also effected to the calculations.Heat transfer through the exchanger is computed by“ the first law of thermodynamics ”.In the computation of heat exchanger parameters,“effectiveness-NTU ”method which is one of the two methods used in heat exchanger analysis is used. Some of the equations are solved by using numerical iteration methods. The procedure which is explained in this thesis is applied to a computer program. The results are obtained by running the program. The results are analyzed, graphically.
Benzer Tezler
- Development of heat rejection prediction methodology for selection of cooling elements in diesel engines
Dizel motorlarda soğutma elemanlarının seçimi için ısı atımı tahmin metodolojisinin geliştirilmesi
EMRE EPGÜZEL
Yüksek Lisans
İngilizce
2022
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. OSMAN AKIN KUTLAR
DR. EMRE ÖZGÜL
- Ev tipi bir soğutucuda kondenser kapasitesinin sistem performansı üzerine etkisinin incelenmesi
Investigation of the effect of a household refrigerator's condenser capacity on the system performance
MEHMET ARICIOĞLU
Yüksek Lisans
Türkçe
2015
EnerjiKarabük ÜniversitesiEnerji Sistemleri Mühendisliği Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. ERDOĞAN KILIÇASLAN
- Helikopter motor yağ soğutucusu olarak kullanılan plaka ve kanatçık tipi bir ısı değiştirgeci için test düzeneği tasarımı ve kurulumu
Design and installation of test setup for a plate and fin type heat exchanger used as a helicopter engine oil cooler
ORHUN ÖZER
Yüksek Lisans
Türkçe
2020
Makine MühendisliğiTOBB Ekonomi ve Teknoloji ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ SITKI USLU
PROF. DR. SELİN ARADAĞ ÇELEBİOĞLU
- Turbocharger inlet temperature observer model for diesel internal
Dizel içten yanmalı motorlarda turboşarj giriş sıcaklığı izleyici modeli
ÖMER EREN
Yüksek Lisans
İngilizce
2018
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ATA MUGAN
- Soğutma sistemlerinde yağ dönüşü
Oil return in refrigeration systems
ERTUĞRUL ÜSTÜNDAĞ
Yüksek Lisans
Türkçe
2005
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. ERHAN BÖKE