MODÜL 11.A GÖVDE SİSTEMLERİ

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ ,GÖVDE VE SİSTEMLERİ (Türbinlin Motorlu Uçaklar)

SAYFA 1

FOR TRAINING PURPOSE ONLY

Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ İÇİNDEKİLER 11.1

11.2 11.3

11.4

11.5

11.6 11.7 11.8 11.9 11.10 11.11 11.12 11.13 11.14 11.15 11.16 11.17 11.18

SAYFA 2

Uçuş Teorisi 11.1.1 Uçak Aerodinamiği ve Uçuş Kumandaları 11.1.2 Yüksek hız uçuşları Gövde yapıları - Genel Hususlar Gövde yapıları – Uçaklar 11.3.1 Fuselage’ 11.3.2 Kanatlar 11.3.3 Stabilizeler 11.3.4 Uçuş Kumanda Yüzeyleri 11.3.5 ‘Nacelles/Pylons’ Air Conditioning ve Kabin Basınçlandırma 11.4.1 Hava girişi 11.4.2 Air Conditioning 11.4.3 Basınçlandırma 11.4.4 Emniyet ve ikaz düzenleri Aletler/Aviyonik Sistemleri 11.5.1 Aletli Sistemler 11.5.2 Aviyonik Sistemler Elektrik Gücü Ekipmanlar ve Döşemeler Yangın Koruma Uçuş Kumandaları Yakıt Sistemleri Hidrolik Güç Buz ve Yağıştan Korunma İniş Takımları Işıklar Oksijen Pnömatik/Vakum Su/Atık Kabin Bakım Sistemleri


Y/T:………… REV:


11.1 Uçuş Teorisi

SAYFA 3


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1. UÇUŞ TEORİSİ 1.1 UÇUŞ KUMANDALARI Bir uçakta 3 eksen üzerinde hareket edilir. Bu eksenler Lateral(yanal), Longitudinal(uzunluk) ve Vertical(dikey) eksenlerdir. Yanal eksen üzerinde yunuslama(pitch), uzunluk ekseni üzerinde yatış(roll) ve dikey eksen üzerinde sapma(yaw) hareketi gerçekleştirilir. Uçağın hareketlerini yapabilmesi için kumandalara ihtiyaç vardır. Bu kumandalar: •

Ana kumandalar,

•

Yardımcı kumandalar olmak üzere ikiye ayrılırlar.

Kumanda yüzeyleri ve aksamlarının uluslararası standartlara uygun olarak zamanında ve uygun şekilde bakım onarımının yapılması gerekir. Bunun için uçak üreticisi firmalar, mekanizmaların bakımının yapılabilmesi ve parça değişimi için Aircraft Maintenance Manual-AMM (Uçak Bakım El Kitabı) adı verilen dosyalar yayınlarlar. Ayrıca tamir için Structural Repair Manual-SRM (Yapısal Tamir El kitabı) isimli dosyaları yayınlarlar. Yedek parçaların ve monte edilmiş parçaların belli bir mantığa göre numaralandırılmış listeleri vardır. Bunlara da Illustrated Parts Catalog-IPC(Tanımlanmış Parçalar Katalogu) denir. Kısacası uçak bakımı için 3 temel dosya olan AMM, SRM ve IPC dökümanlarına uygun şekilde hareket edilmelidir.

Şekil 1.1: Uçaklarda eksenler ve hareketler 1.1.1 Ana Uçuş Kumandaları Ana uçuş kumandaları uçağa 3 temel hareketi verebilmemizi sağlayan kumandalardır. Üç temel hareket yatış, sapma ve yunuslamadır. Bu kumandaları şöyle sıralayabiliriz:

SAYFA 4

•

Aileron(Kanatçık)

•

Elevator(İrtifa dümeni)

•

Rudder(İstikamet dümeni) FOR TRAINING PURPOSE ONLY

Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ •

Birleştirilmiş kumandalar(taileron, elevon, ruddervator gibi)

Şekil 1.2: Bir uçağın yapısal parçaları 1.1.1.1. Roll Ekseni Kumandası”Aileron” Aileronların (kanatçık) görevi uçağa yatış yaptırmaktır. Yatış, kanatların yere paralel olmaması durumudur. Bu durumda uçak hangi kanadı aşağıda ise o tarafa doğru dönmeye başlar. Sağ ve sol kanat ucunda birer tane kanatçık vardır. Ancak büyük jet yolcu ve nakliyat uçaklarında her kanatta ikişer adettir. Bu uçaklar belli bir hızdan sonra kanat uçlarındaki kanatçıklar yerine gövdeye yakın olan kanatçıkları kullanırlar. Kanatçıklar birbirlerine göre ters çalışırlar. Yani sağ kanatçık yukarı kalkarsa, sol kanatçık aşağı iner. Pilot uçağı bir tarafa döndürmek isterse levyeyi o tarafa çekerek-levye yerine kumanda simidi var ise çevirerek- yatış verir. Yatış sırasında yukarı kalkan kanatçık, bulunduğu kanatın hava akımını bozarak kaldırma kuvvetini azaltır. Diğer kanatta ise kanatçık aşağı iner ve kaldırma kuvveti artarak kanadı kaldırır. Aşağı inen kanatçık, yukarı kalkan kanatçıktan daha fazla sürükleme(Drag) etkisi yani ilerlemeye karşı daha fazla direnç gösterir. Bu durumda dönülmek istenen istikametin aksine bir etki gözlenir. Buna Adverse Yaw(Ters sapma) denir. Bunu önlemek için Yaygın olarak üç metot kullanılır: • Diferansiyel kanatçık kullanmak: Bu kanatçıklardan aşağı inen, yukarı kalkan kanatçıktan daha az açıyla aşağı iner.

SAYFA 5


Y/T:………… REV:


Şekil 1.3: Diferansiyel kanatçık yapısı

• Frise tip aileron kullanmak: Bu kanatçıkların menteşeye yakın kısmı aynı kanadın diğer tarafına uzantı oluşturur ve kanadın diğer yüzeyinde de direnç oluşturur. Bu çıkıntı önemlidir.

Şekil 1.4: Frise kanatçık yapısı • Aileron ve Rudder’ın ortak kullanımı: Kanatçık kumandası verilirken aynı zamanda dönülmek istenen yöne göre gerektiği kadar rudder da döndürülür. Bazı sistemlerde bir mekanizma yardımıyla Rudder ile Aileron ilişkilendirilir. Yani beraber çalışırlar.

Şekil 1.5: Aileron ve rudderın koordineli kullanımı 1.1.1.2. Pitch Ekseni Kumandası”Elevator-Hareketli Yatay Stabilizer-canard” Elevatorün (irtifa dümeni) görevi uçağa yunuslama(pitch) hareketi yaptırmaktır. Yunuslama, uçağın burnunu kuyruğa göre yukarıya ya da aşağıya getirmedir. Böylece uçak irtifa kazanıp, kaybedebilir. SAYFA 6


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Burun aşağıda ise süzülme ya da alçalma, burun yukarıda ise tırmanış gerçekleşir. Bu kumanda 3 şekilde sağlanır: • Kuyruğun yatay kısmında, bir sabit kısım bir de hareketli kısım vardır. Sabit kısma yatay stabilize (stabilator) denir. Hareketli kısım yukarı çekilirse burun kalkar, uçak tırmanmaya başlar. Aşağı çekilirse burun aşağı iner, uçak irtifa kaybeder.

Şekil 1.6: Sabit yatay stabilize ve elevatorun üstten ve yandan görünüşü. Tamamı hareketli yatay stabilize kullanılabilir. Bu şekilde elevator aynı zamanda yatay stabilize görevi görür. Örnek olarak Lockheed F-104 savaş uçağını örnek verebiliriz. Bu uçakla birçok ilde müze ya da parklarda karşılaşabilirsiniz. Dikkatle bakarsanız tamamı hareketli yatay stabilize kullanıldığını görebilirsiniz.

Şekil 1.7: Hareketli yatay stabilize ve elevatorun üstten ve yandan görünüşü. Canard kullanılabilir. Canard özellikle delta kanat uçaklarda buruna yakın kısma eklenen küçük kanatlara denir. Bu kanatları irtifa dümeni ve yatay stabilize yerine düşünebilirsiniz. Yatay stabilize sabit , irtifa dümeni kısmı hareketli ya da tamamı hareketli olabilir.Canard’lı uçaklara örnek olarak Eurofighter Typhoon ‘ u verebiliriz.

SAYFA 7


Y/T:………… REV:


Resim 1.1: Canard yapılı uçaklardan Eurofighter Typhoon 1.1.1.3. Yaw Ekseni Kumandası”Rudder, Rudder Limiter” Uçağın dikey eksen üzerinde sağa ya da sola doğru döndürülmesini yani burnun sağa ya da sola döndürülmesine sapma(yaw) denir. Bunun için kuyruktaki hareketli dik kısım kullanılır.Buna istikamet dümeni(rudder) denir.Kokpitte pedallara basılarak hareket ettirilir.Aşağıdaki şekilde sol pedala basılmış ve rudder sola dönmüştür.Hava akımı sola doğru çıkan rudder üzerinde kuvvet oluşturur ve uçağın burnunun sola doğru dönmesini sağlar.

Şekil 1.8: Sola dönen Rudder uçağın burnunu da sola döndürmektedir. Belli bir hızdan sonra rudder’ın sola-sağa döndürülmesi ile hava akımının rudder SAYFA 8


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ üzerine oluşturacağı kuvvet rudder’a zarar verebilir. Bunu önlemek için “Rudder Limiter” adı verilen sınırlayıcı bir sistem kullanılır. Bu sistem, kuyruğa yakın bir kısımda hava hızını ölçerek, sınır hıza ulaşılınca rudder’ın öndürülebileceği açıyı sınırlar. 1.1.1.4. Ortak Kullanılanlar”Taileron,Elevon,Ruddervator” Bu kumandalar birden fazla kumanda yüzeyinin etkisini tek başına gösterebilen kumandalardır: 1.1.1.4.1. Taileron Hem irtifa dümeni, hem kanatçık etkisi gösterir.Sağ ve sol kısım hem simetrik(aynı şekilde) hem simetrik(ters şekilde) çalışabilir. Simetrik çalışarak elevator etkisi,asimetrik çalışarak aileron etkisi oluşturur. Zaten Taileron kelimesi de Tailplane(yatay kumanda yüzeyi) ve Aileron(kanatçık) kelimelerinin birleşmesi ile oluşmaktadır. Taileron’lu uçaklara F-16 ve Tornado ‘yu örnek gösterebiliriz. Aşağıda bir Tornado uçağının taileron kısmını aşağıda ve yukarıda pozisyonda görüyorsunuz.

Resim 1.2: Tornado uçağında taileronlar 1.1.1.4.2. Elevon Delta kanatlı uçaklarda ana kanatlar ile yatay stabilize yerine büyük bir üçgen şeklinde tek kanat bulunur. Elevon, hem irtifa dümeni(elevator) hem de kanatçık(aileron) görevi görür. Örnek olarak Eurofighter Typhoon’u verebiliriz. 1.1.1.4.3. Ruddervator Ruddervator yapılı uçaklarda, Dikey stabilize, yatay stabilize, irtifa dümeni ve istikamet dümeni yerine V şeklinde bir kuyruk kullanılır. Rudder ve Elevator kelimelerinin birleşiminin kısaltılması olarak Ruddervator denir.Aşağıda F-117 savaş uçağının Ruddervator kısmı açıkça görülmektedir.

SAYFA 9


Y/T:………… REV:


Resim 1.3: F-117 uçağının V şeklinde kuyruk yapısı-Ruddervator 1.2. Yardımcı Uçuş Kumandaları ve Diğer Elemanlar 1.2.1.Yüksek Kaldırma Düzenleri, “Slot”, “Slat”, “Flap”, “Flaperon” lar 1.2.1.1.Slot Düşük hızlarda kontrolü sağlamak için kanat ya da kuyruk yüzeylerinde, hücum kenarı tarafında yarıklar açılır. Bunlara sabit slot ya da fixed slot denir. Bu sayede yüksek hücum açılarında hava akımı yarıktan geçerek kanat üst kısmında da akışın sürmesini sağlar.Böylece uçak süratsiz kalma yani stall(perdövites) durumuyla daha düşük bir hızda karşılaşır.Slotlu uçaklar genelde yavaş uçuş gerektiren görevler için kullanılır.Planör çekimi,pano çekimi,gözlem amaçlı olabilir.Aşağıda PZL-104 Wilga uçağı görülüyor.Kanat hücum kenarına dikkatle bakınız.Gördüğünüz yarıklar slotlardır.

Şekil 1.9: Slot yapısı ve kesit görünüşü

Resim 1.4: Slotlu uçaklardan PZL-104 Wilga Planör Römork uçağı

SAYFA 10


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1.2.1.2.Slat Kanat hücum kenarının ileriye doğru uzamasını sağlayan parçalara slat denir.Böylece kanat kamburluğu artarak kaldırma kuvveti de artar.Düşük hızlarda uçabilmeyi sağlar.Slotlar uçuş boyunca hep varken,slatlar gerek duyulduğunda kullanılırlar.Yolcu uçaklarında slot yerine slat tercih edilir.Diğer adı hareketli slat(movable slat)dır.

Şekil 1.10: Hareketli Slat kesiti

Resim 1.5: Bir yolcu uçağının açılmış haldeki slatlarının alttan görünüşü 1.2.1.3.Flap Flap kanat alanını ve üst kısmın kavisini artıran böylece kaldırma kuvvetinin de artmasını sağlayan kısımlardır. Ayrıca süzülüşlerde geri sürükleme kuvvetinin (Drag) artmasını sağlayarak uçağı yavaşlatır. Açılma miktarı açılarla ifade edilir. Örneğin ”Flap 10° açık “denir. Yavaş uçuşlarda, kalkış ve inişlerde flap kullanılır. Hücum kenarında veya firar kenarında olabilir. Temelde 4 tip Flap vardır:

SAYFA 11


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Şekil 1.11: Flap çeşitleri • Plain Flap (Düz Flap ): Bir menteşe ile kanadın firar kenarına bağlı olup, şekilde gördüğünüz gibi sadece kanadın üst kavisini arttırır.Dışarı doğru uzama yapmaz. • Split Flap (Kaymalı Flap): Bu flaplarda kanat üst kısmında herhangi bir değişiklik olmaz. Alt kısımda ise hava akışını bozacak şekilde Flap aşağı iner. • Slotted Flap (Yarıklı Flap ): Aynı slotlar gibi işlev görebilmesi için flap açılırken dışarıya doğru çıkar ve kanatla arasında bir yarık oluşturur. Yüksek hücum açısında, hava akımı bu yarıktan geçer. Ayrıca Double-slotted flap (çift yarıklı flap) da bulunur. Bu çeşitte anlaşıldığı gibi iki yarık oluşur. • Fowler Flap: Slotted flap gibi, flap kanattan dışarıya doğru uzar ancak şekilde de gördüğünüz gibi flap kanadın üst kısmıyla bütünleşir. Böylece kanadın hem alanı artarken hem de üst kavisi arttırılmış olur. Böylece daha büyük kaldırma kuvveti ve geri sürükleme etkisi elde edilir. Bu flapların çok parçalı olanları da vardır. • Split-Fowler Flap(Yarıklı Kaymalı Flap): Hem split hem fowler flap özelliği taşır. Birden fazla parçalıdır. Dışarıya doğru kayarak uzanır ve parçalar arasında yarıklar oluşur.Günümüz yolcu uçaklarında yaygın olarak kullanılmakla beraber mekanizması çok parçalı ve karmaşıktır.

Şekil 1.12: Split Fowler Flap kapalı ve açık görünüşü • Kruger Flap: Kanat hücum kenarının alt kısmında bulunur. Bazı uçaklarda bulunur. Örneğin Boeing 727 de kullanılmaktadır.

Şekil 1.13: Kruger Flap yandan görünüşü

SAYFA 12


Y/T:………… REV:


Resim 1.6: Kruger Flap açılmış halde yandan ve önden görünüşü

Şekil 1.14: Kanat parçaları hücum kenarı ve firar kenarı düzenler.

Resim 1.7: Flaplar tamamen kapalı, sadece flaplar açık,flaplar ve spoilerler birlikte açık durumları görülüyor 1.2.1.4. Flaperon Flaperon hem kanatçık, hem flap görevi gören kumandadır. Flap ve Aileron kelimelerinin birleşiminden gelmektedir.Ancak kullanılabilmesi için elektronik uçuş kontol sistemlerinin olması gerekir. F-16 şavaş uçağını örnek verebiliriz.

SAYFA 13


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1.2.2. Sürükleme sağlayan düzenler: dumper) , Hız Kesiciler(Speed Breakes)

Spoiler’ler(Kaldırma

damperleri-Lift

Uçaklarda geri sürükleme kuvvetini arttırmak için kullanılan yardımcı kumanda elemanlarından biri spoiler(bozucu)dir. Uçakların çeşitlerine göre sayıları değişmektedir. Kanatların üzerinde bulunurlar ve kapalı konumdayken kanadın üst dış kabuğunun bir kısmını oluştururlar.Açıldıklarında ise hava akımının kanadın üst kısmında akışını bozarak geri sürükleme kuvvetini(drag) arttırırlar.Spoilerlerin diğer adı da kaldırma damperi(lift dumper)dir. Kullanım alanlarına göre üçe ayrılırlar. 1.2.2.1.Flight (Roll )Spoiler (Uçuş/yatış spoileri) Uçuş sırasında aileronlara bağlı olarak otomatik şekilde çalışırlar. Dönülmek istenen tarafa göre o taraftaki spoiler yatış açısıyla uyumlu şekilde açılır. Diğer kanattaki spoiler açılmaz. 1.2.2.2.Speed Brake (Hız Freni/Hız Kesici) Uçuş sırasında yavaşlama isteniyorsa pilot tarafından istenilen ölçüle her iki kanattaki spoilerler açılırlar. Aynı zamanda yatış da yapılıyorsa spoilerler hem flight spoiler hem de speed spoiler mantığıyla çalışırlar. Ancak şekil olarak uçaktan uçağa farklılık gösterebilirler. Örneğin F-16’da yatay stabilizenin gövdeye yakın kısımlarında, SU-27’de kanatlarda değil gövde üzerinde bulunur.Planörlerde ise her iki kanadın hem altından hem üstünden çıkan plakalar şeklindedir.

Resim 1.8: Hava frenlerini açmış bir F-16 nın arkadan görünüşü 1.2.2.3.Ground Spoiler (Yer Spoileri) Yer Spoiler’leri sadece uçak yerde iken çalışırlar. Uçağın yere inmesi ile tüm spoiler tam olarak açılırlar. Böylece maksimum(en fazla) geri sürükleme kuvveti elde edilerek duruş mesafesinin kısaltılması hedeflenir. Resim 1.9’da inişi takiben tüm spoilerlerin açılmış olduğunu görüyorsunuz. SAYFA 14


Y/T:………… REV:


Resim 1.9: İnişi takiben açılan spoilerler 1.2.3.Kanat “Fence” nin Etkileri; Testere Dişli Hücum Kenarları “Leading Edge” Bir uçağı aerodinamik açıdan daha kararlı hale getirmek için kanat hücum kenarına ya da kanadın gövdeyle birleştiği kısma bazı ilaveler yapılır. Kanattan burna doğru bir uzantı eklenebilir , buna “strake” denir.Özellikle savaş uçaklarında kullanılırlar.Strake sayesinde oluşan girdap hava akımının kanattan kopmasını önler ve ek taşıma kuvveti kazandırır.Bu sayede uçak daha küçük tasarlanabilir.Daha küçük bir uçak aynı yetenekteki başka bir uçağa göre daha hafif olacak demektir.F-16 savaş uçağının her iki yanında strake kısmını görebilirsiniz.(Resim 1..10)

Resim 1.10: F-16 da kokpitin iki tarafında strake kısmının yandan ve alttan görüntüsü Fence(Perde) de aynı şekilde hava akımını özellikle kanatçıklar üzerine yoğunlaştırmak için kullanılan bir diğer yöntemdir. Perdeler kanat hücum kenarının yalnız üst tarafına ya da hem üst hem alt tarafına yerleştirilirler.

SAYFA 15


Y/T:………… REV:


Resim 1.11: Kanat Fence profili ve bir Mig-15’in kanadındaki fence’ler Bazı uçaklarda ise aynı amaçla kanat hücum kenarına testere dişi(Sawtooth) şeklinde bir çıkıntı eklenir. Özellikle geriye ok açılı uçaklarda tercih edilmekle beraber günümüz uçaklarında strake’in tercih edildiğini görüyoruz.Sawtooth uygulanan uçaklara örnek olarak F-4 Phantom ‘ u örnek verebiliriz.

Resim 1.12: F-4 Phantom savaş uçağı ve testere dişi kanat hücum kenarı 1.2.4.Vortex Jeneratörleri, “Stall” aksamı “Wedge” veya “Leading Edge” Düzenleri ile Sınır Tabakaları “Boundary Layer” Kumandaları Bir Kanadın hücum kenarına(Leading Edge) çarpan hava molekülleri kanat üzerinden akarken, kanadın yüzeyine paralel şekilde ilerlerler. Buna Laminar(yapraklı) Boundary Layer(Sınır Tabakası) denir.Boundary Layer , hava moleküllerinin yüzeye en yakın geçtiği sınırdır.Hücum açısının(AOA-Angle Of Attack ) artması ile hava molekülleri kanadın sonuna kadar gitmeden kanat üzerinden ayrılmaya ve türbülans oluşturmaya başlarlar.Bu kısım Turbulent Boundary Layer(Türbülanslı Sınır Tabakası)dır.Türbulanslı hava akımı kanat üzerindeki alçak basıncı bozar,böylece kaldırma kuvveti kaybolur.Geri sürükleme etkisi(Drag) artar.Kanatçık gibi kumanda yüzeyleri kanadın firar kenarında olduğu için ve hava akımı oraya ulaşmadan kanadı terk ettiği için artık uçak kumandalara cevap vermez.Bunu önlemek ya da kumandalar etkisiz hale gelmeden fark etmek için bazı hücum kenarı üzenleri,vortex jeneratörleri ya da kanat yapısında değişikler tasarlanmıştır. Yatay ya da dikey kumanda yüzeyleri geniş olan, geniş kanatlı uçaklarda kumanda yüzeylerine, kanatlara, stabilizelere küçük parçalar yerleştirilir.Bu parçalar, monte edildikleri yere dik şekilde yerleştirilirler.Görevleri, hava girdapları oluşturarak hava akımının kumanda yüzeyini kolaylıkla terk etmesini engellemektir. Kanadın hücum kenarına yerleştirilen bu girdap jeneratörlerine(vortex generator) vortilon da denir. SAYFA 16


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Aşağıdaki vortex jeneratörü takılmadan önce ve takıldıktan sonra kanat üzerindeki hava akımının, hücum açısı arttıkça nasıl bir değişim geçirdiğini görüyorsunuz.

Şekil 1.15: Vortex jeneratörü bulunan ve bulunmayan kanat arasında hava akımı farkı

Resim 1.13: Kanat üzerinde Vortex jeneratörü Kontrol artışı sağlayan vortex jeneratörleri dışında stall strips(stol çubukları) denilen hücum kenarı eklentileri de vardır. Stall strip’leri sayesinde pilot, uçağa yüksek hücum açısında stol olmadan gerekli kumandayı verebilir ve uçağı stol olmadan düzeltebilir. Stol, hava akımının düzgün şekilde kanat üzerinden akmaması durumudur. Stol kanatçıkların bulunduğu kısma geldiğinde artık kumanda yüzeyleri gerekli havadan yoksun kalacağı için kumandalar etkisini kaybeder.Stall strip’ler kanadın gövdeye yakın kısmında hücum kenarına eklenen küçük bir parçadır ve hücum kenarını biraz daha keskinleştirir. Kanadın kök kısmının uç kısmından daha önce stol olması sağlanır. Böylece stol kanatçıklara ulaşmadan algılanır. SAYFA 17


Y/T:………… REV:


Resim 1.14: Kanat hücum kenarında Stall Strip görüntüsü Stol durumunu kanatçıklara ulaşmadan algılamak için uygulanan bir diğer yol da kanat tasarımında değişiklik yapmaktır. Uçak düz bir yerde iken yandan bakıldığında kanadın yere göre açısına “incidence” açısı denir. Kanat tamamen kökten uca aynı incidence açısına sahip olursa, kanadın her tarafı aynı anda stol olur. Bunun yerine kanat uçlarındaki incidence açısı kanat köküne göre daha küçük şekilde yapılır. Kanat sanki burkulmuş gibidir.Ancak bu sayede kanatçıklar stol olmadan önce kanadın kök kısmında stol algılanabilir. Bu şekilde bükülmüş kanatlara Washout ya da Twist denir.

Şekil 1.16: Kanat hücum kenarının incidence açısı 1.2.5.‘Trim Tab’lerin, Denge ve Anti-Denge “Leading Tab” Ler,”Servo Tab” Ler, “Yaylı Tab” Ler, Kütlesel Balans, Kumanda Yüzey “Bias”I, Aerodinamik Balans Panelleri 1.2.5.1. Tab’ ler Uçakların kumanda yüzeylerine çarpan hava fileleri kumanda yüzeyi kumanda sistemine karşı kuvvet oluşturur. Eğer pilot doğrudan kol gücü ile kumanda veriyor ise bu karşı kuvveti yenmesi zor olacaktır. Ayrıca uçak havada yol aldıkça yakıt harcayacak ve hafifleyecektir. Ağırlık merkezi (center of gravity) de geriye doğru kayacaktır. Böylece uçağın burun kısmında yükselme olacaktır. Kısacası seyrüsefer irtifasının değişeceğini görüyorsunuz. Oysa uçakların uçuş planlarında bir bölgeden başka bir bölgeye giderken aynı yolları kullanmaları, aynı yoldaki uçakların çarpışmaması için de farklı irtifalarda uçmaları gerekir. Pilot, hafifleyen uçağın irtifa almasını engellemek için burnun yükselmesini engellemeli, bunun için levyeyi gerektiği kadar ileri itmelidir. Elevator ‘ un üzerine çarpan hava fileleri kısa zamanda pilotun yorulmasına neden olur ve irtifayı sabitlemeyi güçleştirir. Bu amaçla aileron,elevator ve rudder üzerinde küçük kumanda yüzeyleri eklenir.Eğer yatay stabilize hareketli ise stabilize için bir sistem eklenir.Genelde yolcu uçaklarında hareketli yatay stabilize kullanılmaktadır. Tablar kullanım alanlarına göre dörde ayrılırlar: • SAYFA 18

Kontrol Tabı (Control Tab) FOR TRAINING PURPOSE ONLY

Y/T:………… REV:


Düzeltme Tabı (Trim Tab)

•

Denge Tabı (Balance Tab)

•

Anti-Denge Tabı (Anti-Balance Tab)

•

Control Tab

Büyük uçaklarda uçuş kumandaları hidrolik olarak yapılmaktadır. Ancak yine de kumanda yüzeyleri üzerinden geçen hava filelerinin etkisinden yararlanmak faydalıdır.Aileron yukarı kaldırılırken ,control tab aşağı iner.Control Tab’a çarpan hava fileleri aileronun yukarıda kalmasına yardımcı olur.Böylece kumanda esnasında kolaylık sağlanır.Yapı itibari ile control tabı , kumanda yüzeyine göre ters yöne hareket eder.

Şekil 1.17: Elevator Control Tabı normal, en yukarıda ve en altta konumu

Eğer uçakta suni hissetme ve merkezleme mekanizması varsa kumanda bırakıldığı anda kumandalar otomatik olarak ortalanır ve konum nötr durumuna getirilir.

SAYFA 19


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Şekil 1.18: Uçuş esnasında elevator ve tab’ın hareketi •

Trim Tab

Uçuş sırasında düz uçuşu korumak ya da uçuş öncesi ağırlık merkezi değişimine göre kumanda yüzeylerinin sıfır noktasının(normaldeki pozisyonunun) değiştirilmesi gerekebilir. Bu amaçla Trim Tab kullanılır. Tamamı hareketli yatay stabilizede ise stabilizenin uçağın uzunluk eksenine göre açısı değiştirilerek ayar yapılır. •

Balance Tab

Uçuş kumandalarına yardımcı olmak amacı ile kullanılırlar. Control Tab gibidirler. Ancak Boeing-727 de dış kanatçıklar üzerine yerleştirilmişlerdir. •

Anti-Balance Tab

Anti-balance tab’ları diğer tab’ların tersine kumanda yüzeyi ile aynı yönde hareket ederler. Bu durumda kumanda hareketine devam ettikçe kumanda yüzeyi üzerinde oluşacak ters kuvvetin miktarı da artar. Böylece yüksek hızlarda hızlı ve aşırı kumanda verilmesi engellenir.Düşük hızlarda ise kumanda yüzey alanı artmış olacağından daha iyi bir kumanda sağlanır.Özellikle Rudder üzerinde kullanılırlar.

Resim 1.15: Çeşitli Rudder’lar ve Tab’lar Bu Tab’ların dışında Pilotun kumanda yüzeyini tab sayesinde kumanda ettiği yani kumandasını doğrudan tab’a verdiği durumlar vardır. Bu durumda ilk kumanda Tab’a verilir.Hava etkisi ile kumanda yüzeyi harekete geçer.İkiye ayrılırlar. •

Servo Tab

Balans Tab’a benzerler. Tab’ın hareketi ile kumanda yüzeyi hareketi ters yönlüdür. •

Anti-Servo Tab

Anti-Balans Tab’a benzerler. Tab’ın hareketi ile kumanda yüzeyi hareketi aynı yönlüdür. Kumandayı hissedilir şekilde zorlaştırırlar.

SAYFA 20


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1.2.5.2.Kütle Balance (Mass Balance) Kumanda yüzeylerinin özellikle rudder ve elevatorün stabilizeden taşan dış kısmı menteşe hizasını geçecek şekilde uzatılabilir. Eğer menteşe hizasında sonlandırılıp, menteşenin diğer tarafında karşı ağırlı oluşturulmazsa kumanda yüzeyi şiddetli salınımlara maruz kalır. Bu salınımların şiddeti giderek artar ve kumanda yüzeyinin yerinden ayrılmasına neden olur.Küçük uçaklarda dıştan da görülebilecek şekilde “horn “ adı verilen bir uzantı bırakılır.

Resim 1.16: Rudder ve Elevator’de kütle balans uygulamaları Yolcu uçaklarında ise menteşeden, stabilize içerisine doğru bir uzantı eklenir ancak bu dışarıdan görülmez.

Şekil 1.18: Büyük uçaklarda Rudder ‘da kütle balans uygulamaları Kanatçıklarda ise kanatçık hücum kenarına bir plaka eklenir.

Resim 1.17: Küçük bir uçakta Aileronda kütle balans uygulaması SAYFA 21


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1.3. Uçuş Kumanda Yüzeylerinin Balans Ayarı Kumanda yüzeylerinin uçuş esnasında darbeli çalışmaması, titreşim oluşturmaması ve verilen komutun gereğini doğru şekilde ve zamanında yerine getirmesi gerekir. Üretim aşamasında ya da tamir/bakım sonrasında kumanda yüzeylerinin balans ayarının yapılması gerekir. Kumanda yüzeyleri, bağlanacakları yüzeylere menteşe yardımıyla monte edilirler. Eğer menteşe noktasını bir terazinin destek noktası olarak düşünür, kumanda yüzeyinin hücum kenarı tarafı ağırlığı, terazinin bir kefesindeki bir ağırlık; firar kenarı tarafın ağırlını ise terazinin diğer kefesindeki ağırlık olarak kabul edersek, ortaya basit fizik olayı çıkacaktır. Hangi taraf daha büyük momentum oluşturursa,terazinin o kefesi ağır basar.

Şekil 1.19: Momentum ve denge Şekilden de anlayacağınız gibi teraziyi dengede tutabilmek için düşük momentumlu tarafta ya menteşeye uzaklık(d) mesafesini arttıracağız ya da ağırlığı(m) arttıracağız. D mesafesini arttırmak mevcut bir uçakta kolay kolay yapılamaz ancak Ağırlık eklenebilir.Bunun için kurşun kullanılır.Ağırlık azaltılmak isteniyorsa üretim aşamasında eklenen kurşun plaka üzerindeki belirli noktalardan matkapla delik açılarak hafifletme yapılır.Kurşun ekleme ise Maintenance Manuel dediğimiz bakım dosyalarında belirtildiği şekilde deliklere kurşun dökülerek yapılır. Balans ayarı 2 şekilde gerçekleştirilir: 1.3.1. Statik Balans Ayarı Kumanda yüzeyi durgun ortamda, ağırlık merkezinden askıya alındığında yapılan balanslama “statik balanslama”dır. Normalde kanat kord hattının(hücum kenarıyla firar kenarını birleştiren doğru) ,yer düzlemi ile yaptığı açının 0° olması beklenir.

SAYFA 22


Y/T:………… REV:


Şekil 1.20: Kanatçık kord hattı dengede ise yere paraleldir Ancak bazı uçaklarda bu açının 0° den farklı olması istenir. Kumanda yüzeyinin firar kenarının, menteşe hizasından daha yukarıda olması “over balance” olarak isimlendirilir ve kaynaklarda açı değeri (-) ile ifade edilir. Kumanda yüzeyinin firar kenarının, menteşe hizasından daha aşağıda olması “under balance” olarak isimlendirilir ve kaynaklarda açı değeri (+) ile ifade edilir. Örneğin Boeing 737 de kanatçıklar 0,5° over balance durumuna ayarlanır.

Şekil 1.21 : Under ve over balans durumunda kanatçık pozisyonları 1.3.2. Dinamik Balans Ayarı Kumanda yüzeyinin, hareket esnasında ortaya çıkan kuvvetlere rağmen titreşim yapmaması ve kendi kendini balanslayabilmesine “dinamik balans” denir. Ancak unutulmamalıdır ki, dinamik balansın gerçekleşebilmesi için öncelikle statik balanslamanın iyi yapılmış olması gerekir. 1.4 YÜKSEK HIZ UÇUŞLARI 1.4.1 Ses Hızı Teknolojideki gelişmeler, uçakların çok yüksek hızlarda uçmalarına imkan vermiştir; fakat bu yüksek hızlarda yapılan uçuşlarda, düşük hızlı uçuşlarda rastlanmayan bazı değişik uçuş karakteristikleri ile karşılaşılmıştır. Bu farklar doğal olarak, yüksek hızlarda SAYFA 23


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ uçmak üzere imal edilecek uçak projelerini etkilemiştir. Ses hızına yakın veya ses hızında uçuş yapan uçakların performans ve profil karakteristiği gibi birçok parametre, ses hızından düşük hızlardaki (subsonik) uçuşlardan farklı olarak, bazı değişik yöntem ve kanunlarla analiz edilir. Yapılan analizin doğru olabilmesi için, uçuş sürati, ses hızı referans alınarak çeşitli kısımlara ayrılmıştır. Bu kısımlar, ses hızından düşük süratteki uçuşlar, yüksek süratteki uçuşlar ve ses hızına yakın uçuşlardır. •

Subsonik süratler (ses hızından düşük): 0 - 0,75 Mach

Pervaneli uçaklar ve Helikopterler (Cessna-172, CASA CN-235) •

Transonik Süratler (ses hızına yakın): 0,75 - 1,3 Mach

Jet yolcu uçakları > Airbus ve Boeing ailesi •

Süpersonik Süratler (ses hızı) : 1,3 - 5 Mach

Jet savaş uçakları (F-16, F-4 Phantom) ve yolcu uçakları (Concorde, Tu-144) •

Hipersonik Süratler (ses hızından yüksek): 5 Mach ve üzeri

İnsanlı ve insansız Roketler Not: 1 Mac h (Ses Hız ı) ≅ 340 metre/saniye ≅ 1200 km/sa (deniz seviyesinde ve standart koşullarda) 1.4.1.1 Ses Hızından Düşük Süratteki Uçuşlar (Subsonik) Pozitif Taşıma katsayısına sahip bir profilin üst yüzeyindeki akış hızı, profilin kendisinin gerçek hızından yüksektir. Bu durum, taşıma kuvvetinin meydana gelmesi için gereklidir. Bu nedenle, profilin üstündeki hız ile akış hızı arasında mutlaka bir fark bulunur. Bu iki hız, lokal ve serbest akış Mach sayısı olarak tanımlanır. Profilin serbest akış Mach sayısı 0,75 Mach’a yaklaşınca, şekil-3.1’deki örnekte profilin üst yüzeyindeki lokal Mach sayısının 1,0 Mach olduğu görülmektedir. Bu nedenle, 0,75 Mach serbest akış hızına profilin “kritik Mach sayısı” (MCRIT )ismi verilir ve subsonikile transonik süratler arasında sınır olarak kabul edilir. Kritik Mach sayısı, ilk sonik hızın meydana geldiği, profilin serbest akış Mach sayısı olarak tanımlanır. Bu hız, çeşitli profillerde değişiktir. Bununla beraber; MCRIT , hangi uçak için olursa olsun, daima 1,0’dan küçüktür. Bu konuda bilinmesi gereken en önemli nokta, uçağın kritik Mach sayısının altındaki her hızda hava akışının tamamen subsonik olduğudur. Kritik Mach sayısının üzerindeki her hızda sonik akış mevcuttur.

Şekil 2.1: Subsonik süratte sınır hız SAYFA 24


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1.4.1.2 Ses Hızına Yakın Süratteki Uçuşlar (Transonik) Profilin serbest akış Mach sayısı, örneğin 0,78 Mach’a yükseltilirse, profilin üst yüzeyinde süpersonik akış gelişir. Hız 0,98 Mach olunca da bütün kanattaki akış hemen hemen süpersonik olur. 1.4.1.3 Ses Hızından Yüksek Süratteki Uçuşlar (Süpersonik) Ses hızının üzerindeki uçuşlarda serbest akış Mach sayısı 1,3 Mach’ın üzerinde ve pofilin tamamı süpersonik oluğu kabul edilir. Süpersonik hızdan daha düşük akış hızlarının geliştiği tek bölge, kanat hücum kenarında bulunan durgun bölgedir. 1.4.1.4 Mach Sayısı Uçuş hızının yerel ses hızına oranı;

Mach sayısı olarak kabul edilir. Eşitlikte; M: Mach sayısı, V: Uçuş hızı, a: Yerel ses hızıdır. M sayısı, ilk kez Avusturyalı araştırmacı Ernest Mach tarafından kullanıldığı için onun adıyla anılmaktadır. M sayısının birden küçük, bire eşit ve birden büyük değerler alır. Bu değerlere hız sınıflandırılması yapılır: M < 1 için subsonik, M = 1 için transonik, M > 1 için süpersonik 1.4.1.5 Kritik Mach Sayısı Herhangi bir süratteki hava akışı etkisinde bulunan bir kanat profilinin üst yüzeyindeki hava akış hızı (lokal akış Mach sayısı) her zaman için serbest akış Mach sayısından yüksektir. Lokal akış Mach sayısı 1 Mach’a eşitlendiği zaman kanat transonik akış süratine geçişi söz konusu olur. Bu nedenle bir kanadın lokal akış Mach sayısı 1’e eşit olduğu durumdaki serbest akış Mach sayısına kritik Mach sayısı (MCRIT) adı verilir. 1.4.1.6 Ses Duvarı Daha önde de belirtildiği transonik süratlerde; ses hızı aşılırken, bazı olaylar gerçekleşir. Bu olayların tümüne aerodinamikte ses duvarı adı verilir. Ses duvarında gerçekleşen en belirgin ve önemli olay, şok dalgasının meydana gelmesidir. 1.4.1.7 Şok Dalgası

SAYFA 25


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1.4.1.7.1 Normal Şok Dalgası Şekil-3.2’de bir normal şok dalgası görülmektedir. Bu ventüri içinden akış esnasında iki husus kabul edilir: • İstasyon 1 ile istasyon 3 arasındaki basınç farkı, istasyon 2’nin ses hızı kazanmasına yeterlidir. •

İstasyon 1’de ve istasyon 3’de akış hızı subsonik’

Bu hususlar kabul edilince, istasyon 1 ile 2 arasında hızın artacağı görülür; çünkü sıkıştırılmayan bir akışta alan küçültülmektedir. İstasyon 2’de akış hızı ses hızına eşittir. İstasyon 2’den sonra, hızı artmaya devam etmektedir; çünkü, ses hızında hareket eden akışkanlarda geçiş alanı düşürüldüğünde hız düşer, kesit arttırıldığında akış hızı artar. İstasyon 3, subsonik hıza sahip olduğu için, süpersonik akış istasyon 2 ile 3 arasında bir noktada subsonik akış hızına düşmektedir. Bu nokta, şok dalgasının meydana geldiği noktadır. Normal şok dalgası oluşumunun anlaşılabilmesi için, istasyon 3’de bir cismin basınç değişikliği yaptığını kabul edelim. Cisimden ayrılan basınç dalgaları, akışa karşı hareket eder. Basınç dalgalarının ses hızındaki bu hareketi, hava akışı ile karşılaşıncaya kadar devam eder. Bu karşılaşma noktasından sonra, basınç dalgası daha ileriye geçemez ve yığılma olur. Basınç dalgalarının hava akışına karşı daha fazla ilerleyemedikleri bu noktaya normal şok dalgası ismi verilir. hava akışı, normal şok dalgasını geçerken hızla süpersonik hızdan subsonik hıza düşerek sıkışır.

Şekil 2.2: Normal şok dalgası oluşumu Akışın yönünde bir değişme olmaması ve bu sıkışma içinde akışın yönünün daima dalgaya 90° olması nedenleri ile, bu şok dalgasına normal (dik) şok dalgası adı verilir. sıkışma sebebi ile, bütün şok dalgalarının arkasındaki hava akışının hızı, ön tarafındaki hızdan düşüktür. Normal şok dalgası, daima hava akış hızını süpersonik’ten subsonik hıza düşürür. Normal şok dalgasının arkasındaki akış hızı her zaman subsonik’tir. 1.4.1.7.2 Eğik Şok Dalgası Bir sıkışma dalgası olması nedeni ile, eğik şok dalgası normal şok dalgasına benzer; SAYFA 26


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ fakat normal şok dalgasından farkı, akış yönünün değişmesidir. Şekil-3.3’de süpersonik akış içinde kama şeklinde bir cisim görülmektedir. Hava akışı kama ucuna vardığı zaman, yönünü değiştirir ve kamanın yüzeyine paralel bir yol takip eder. Hava akışının ani yön değiştirmesi, eğik şok dalgasını meydana getirir. Eğik şok dalgasının açısına dalga açısı adı verilir. Dalga açısı, hava akışının Mach sayısına ve kamanın açısına göre değişir. Büyük açılı kama ve düşük akış Mach sayısı, daha büyük bir dalga açısı verir.

Şekil 2.3: Eğik şok dalgası oluşumu Eğik şok dalgası, normal şok dalgasından daha zayıftır; fakat yine de hava akışında enerji kaybını temsil eder. Sıkışma dalgası olduğu için, hava akışı eğik şok dalgasını geçerken hızında azalma olur. Bununla beraber, şok dalgasının arkasındaki akış hızı daima süpersonik’tir. Halbuki normal şok dalgasının arkasındaki akış hızı subsonik’tir. 1.4.1.7.3 Şok Dalgasında Enerji Kaybı Hava akışı, bir şok dalgasını geçerken hemen sıkışır. Bu sıkışma, hava akışının kinetik enerjisini azaltır ve şok dalgasının arkasında basınç ve ısı artışına neden olur. Artan ısının bir kısmı atmosfere geçer; bir kısmı da hava akışının geçmiş olduğu yüzey tarafından dağıtılır. Bu atmosfere ve yüzeye geçen ısı, enerji kaybıdır. Uçuş esnasında hava akışının toplam enerjisi, motorun itme kuvveti olduğundan sıkışma dalgaları oluşurken hava akışında harcanan bu enerjinin motor tarafından karşılanması gerekir. Bu nedenle, bu enerji kaybı bir çeşit sürüklemeyi temsil eder ve bu sürüklemeye “dalga sürüklemesi” adı verilir. Normal şok dalgaları, eğik şok dalgalarından daha kuvvetlidir ve normal şok dalgalarında oluşan dalga sürüklemesi ve enerji kaybı daha yüksektir. 1.4.1.7.4 Kanat Üzerinde Şok Dalgası Oluşumu Profilin serbest akış Mach sayısı, örneğin 0,85 Mach şekil- 3.4’de görüldüğü gibi profilin üst yüzeyinde süpersonik akış gelişir. Süratin bu şekilde subsonik’ten süpersoniğe yükselmesi ile, profilin hücum kenarında herhangi bir şok dalgası meydana gelmez. Şekilde, profilin üstündeki hat süpersonik akışın sınırlarını göstermektedir. Şok dalgası, profilinüzerinde sadece süpersonik akışın subsonik akış süratine düştüğü yerde meydana gelir. Normal şok dalgasının oluşumu, süpersonik akış hızının subsonik’e düştüğünü gösterir. SAYFA 27


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Serbest akış hızı 0,85 Mach’ın üzerine, ama hala subsonik olacak şekilde, biraz daha arttırılırsa; süpersonik akış alanı artar ve şok dalgası kanat üzerinde geriye hareket eder (Şekil-3.5). Normal şok dalgasının şiddeti, sınır tabakasının kinetik enerjisinin şokun yarattığı basıncı yenemeyeceği bir büyüklüğe çıkar. Bu durum, sınır tabakasının profilin üst yüzeyinden ayrılmasına neden olur. Bu olaya “şok nedeniyle ayrılma” adı verilir.

Şekil 2.4: Transonik hızda üst şok dalgası

Şekil 2.5.:Transonik hızda şok indüksiyon ayrılması Şekil-3.6’da serbest akış Mach sayısının 0,82 Mach’a arttırıldığı görülmektedir. Profilin üst tarafındaki normal şok dalgasının şiddeti artmış ve biraz daha geriye hareket etmiştir. Bu durumda şok indüksiyon ayrılması daha da kuvvetlidir. Alt yüzeyde de akış hızı süpersonik’e ulaşmış ve bu bölgede de normal şok dalgası oluşmuştur. Hız 0,98 Mach olduğunda bütün kanattaki akış süpersonik’tir denebilir. Üst ve alt taraftaki şok dalgaları neredeyse firar kenarına ulaşır. Aynı zamanda süpersonik akış alanı hücum kenarına doğru ilerler. Söz konusu sürat 0,82 Mach ile karşılaştırılacak olursa, kanattaki türbülanslı akış alanı oldukça azdır; fakat, alt yüzeyde sınır tabakası ayrılmaya başlar. Serbest akış Mach sayısı 1 olduğu zaman kanatta subsonik olarak kalan tek yer, profilin ucundaki durgun noktadır (Şekil-3.7). Kanadın firar kenarındaki şok dalgaları firar kenarına bağlanır; fakat bu dalgalar bu anda normal şok dalgası karakteristiğindedir. Bu nedenle, şok dalgasının arkasındaki akış subsonik’tir.

SAYFA 28


Y/T:………… REV:


Şekil 2.7: Mach 1’de oluşan süpersonik akış oluşumu Serbest akış Mach sayısı 1,30 Mach’a yükseltildiği zaman yine sadece hücum kenarındaki durgun nokta subsonik akışın etkisi altında kalır. Bu durumda, şekil-3.8’de görüldüğü gibi, şok dalgaları değişmeye başlar ve bu dalgalar, eğik şok dalgaları haline gelirler.

Şekil 2.8: Mach 1,3’de kanat üzerindeki hava akışı.

SAYFA 29


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1.4.1.8 Aerodinamik 1.4.1.8.1 Aerodinamik Kuvvet Süpersonik süratlerde aerodinamik kuvvetlerin meydana gelmesi, subsonik hızlarda aerodinamik kuvvetlerin oluşumuna benzer. Süpersonik süratlerde, düz bir plaka son derece verimli bir profil olarak veya aerodinamik kuvvet yaratan eleman olarak kabul edilir. Şekil-2.9’da görüldüğü gibi, düz bir plakanın üzerinden geçecek olan hava akışı hücum kenarına ait köşeyi dönerken genişler. Genişleme sonucunda bir dalga meydana gelir. Bu dalgaya genişleme dalgası denir. Genişleme dalgasının oluşumu, plakanın üst yüzeyindeki hava akış hızının serbest akış hızından daha yüksek olduğunu gösterir. Dolayısı ile, plakanın üst yüzeyindeki akışın basınç ve yoğunluğu düşüktür. Alt yüzeydeki hava akışı ise, hücum kenarını geçerken sıkışacağından bir eğik şok dalgası meydana getirir. Bu nedenle, plakanın alt tarafındaki akışın hızı serbest akış hızından düşük olduğu gibi, basıncı da daha yüksek olur. Her iki hava akışı, levhanın firar kenarını dönerken, üst yüzeyde bir şok dalgası, alt yüzeyde ise bir genişleme dalgası oluşur. Hava akışı tarafından yaratılan basınç farkı, plakanın alanına etki ettiği zaman aerodinamik kuvvet oluşur. Hücum kenarını aşan hava akışı, firar kenarına gelinceye kadar plakanın üzerinde sabit bir hızda hareket eder. Yüzey üzerindeki akış muntazam bir şekilde olduğu için, yüzey üzerindeki basınç dağılımı da muntazam olur.

Şekil 2.9: Süpersonik akışta düz plaka Eğer, plakanın hücum açısı arttırılırsa alt yüzeydeki şok dalgasının şiddeti artar, bunun sonucu olarak alt yüzeydeki statik basınç da artar. Aynı zamanda, üst yüzeydeki genişleme dalgasının artması da üst yüzeydeki statik basıncı düşürür; basınç farkı artar ve aerodinamik kuvvet arttırılmış olur. Hava akış hızının artışlarında da aynı şekilde basınç farkı ve aerodinamik kuvvet büyür. 1.4.1.8.2 Taşıma Kuvveti Süpersonik hızlardaki taşıma kuvveti de subsonik hızlarda meydana geldiği gibi oluşur. Taşıma kuvveti, süpersonik hızlarda da aerodinamik kuvvetin izafi rüzgara olan SAYFA 30


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ dikey bileşenidir. Subsonik hızlarda taşıma kuvveti, profil üzerinde meydana getirilen hız farkından doğmaktaydı. Süpersonik hızlarda da bu durum aynı olup, taşıma kuvveti sıkışma ve genişleme dalgaları tarafından, hız ve basınçta meydana getirilen değişikliğin neticesinde doğar. 1.4.1.8.3 Sürükleme Süpersonik süratlerde de subsonik süratlerde olduğu gibi sürükleme, aerodinamik kuvvetin izafi rüzgâr yönüne paralel olan bileşenidir. Subsonik süratlerde, bir uçağın sürükleme kuvvetinin temel olarak indüklenmiş sürükleme ile parazit sürüklemenin toplamına eşit olmasına rağmen süpersonik hızlarda durum değişir ve gerek indüklenmiş sürükleme, gerek parazit sürükleme, dalga sürüklemesinin yanında çok küçük kalır. Transonik uçuş hızlarından süpersonik’e geçen bir profil etrafındaki hava akışının yoğunluğunun değişmesi, sürükleme kuvvetini yaratır. Düz plaka, taşıma kuvveti meydana getirirken, aynı zamanda sürükleme de meydana getirir. Aerodinamik kuvvet, plakaya dik doğrultuda gelişmektedir. Hücum açısı altında, sürükleme kuvveti; aerodinamik kuvvetin izafi rüzgar akış yönüne paralel olan bileşenidir. Eğer plakaya sıfır hücum açısı verilirse, plakanın üst ve alt yüzeyleri arasında hiçbir basınç farkı oluşmaz ve aerodinamik kuvvet de oluşmaz. Buradan, sürükleme kuvvetinin taşıma meydana gelirken oluştuğu anlaşılır. Bu sürükleme, subsonik süratlerde indüklenmiş sürüklemedir; fakat, süpersonik süratlerde bu durum değişir. Buradaki sürükleme, dalga sürüklemesinden başka bir şey değildir. Düz plaka, aerodinamik olarak son derece verimli olmasına rağmen, yapı bakımından yetersizdir. Bu nedenle, süpersonik uçaklarda şekil-2.10’da görülen profiller kullanılır. Bu profile “çift kama” biçimli profil adı verilir. Çift kama şeklindeki bir profilin üzerindeki basınç farkı, hava akışı şok ve genişleme dalgalarını geçerken yoğunlukta meydana gelen değişiklik tarafından yaratılır. Üst yüzeyde hava akışı profilin hücum kenarında genişleme dalgasını geçerken basınç atmosferik basıncın altına düşer. Bundan sonra hava akışı, veter boyunun yarısında bulunan köşeyi dönerken basınç tekrar düşer. Alt yüzeyde, hava akışı şok dalgasını geçer ve profilin alt ön yarısında basınç artar. Bu durum, yukarı doğru bir kuvvet yaratır. Bundan sonra hava akışı alt yüzeyi dönerken genişleme dalgası meydana getirir; basınç atmosfer basıncının altına düşer. Profile etki eden tüm basınç kuvvetleri matematiksel olarak toplandığında, net basınç farkı; yani aerodinamik kuvvet elde edilmiş olur. Aerodinamik kuvvet geriye doğru açılıdır. Çift kama şeklindeki bir profil sıfır hücum açısı altında, düz plakalara benzemez ve bu haliyle profil, şekil-2.11’de görüldüğü gibi basınç dalgası meydana getirir. Her iki hava akışı da hücum kenarı şok dalgasından geçer ve profilin ön kısmındaki basınç artar. Veterin yarısında alt ve üst akışların her ikisi de genişleme dalgası meydana getirir. Profilin arka kısmında basınç düşer; böylece, çift kama şeklindeki sıfır hücum açısı altında ve süpersonik süratlerde taşıma meydana getirmez fakat sürükleme kuvveti yaratır. Bu sürüklemeye “basınç sürüklemesi” adı verilir. Profil üzerinde görülen bu basınç farkı, yoğunluk değişmesi nedeni ile meydana geldiğinden subsonik süratlerde oluşmaz. Aynı zamanda bu basınç sürüklemesi, dalga sürüklemesinin bir kısmını oluşturmuş olur. Bu nedenle, belirli bir kalınlığa sahip profiller taşıma meydana getirirken, sürükleme kuvveti meydana getirdikleri gibi, profilin ön ve arka yüzeyleri arasındaki basınç farkından da yine sürükleme kuvveti yaratırlar. Uçaklardan giderek daha hızlı uçmaları beklenmeye başlandığından beri, geleneksel SAYFA 31


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ subsonik ve süpersonik kanat profilleri bazı sorunlar çıkarmaya başladı. Kanat ses hızına yaklaşınca, yüzeylerinde olağan üstü bir basınç oluşuyor; uçak ses hızını geçince oluşan gürültüyü yaratan sıkışma dalgaları da basıncı iyice arttırıyordu. Ayrıca, kanadın yüzeylerinden geçen hava akışı nedeniyle kanat yüzeyi çok ısınıyordu. Bu sorunları ortadan taşımak için 1965 yılında NASA tarafından yapılan yeni tasarımda, kanat üst yüzeyi düzgünleştirilip alt yüzeyinde bir bombeye sahip olan bir kanat profili elde edildi. Bu tasarım, sıkışma dalgalarının kanadın daha gerilerine itilmesini sağlıyor ve şok dalgalarının yıkıcı etkilerini azaltıyordu. Sonuçta, aerodinamik direnç azaltılmış oluyordu. Şekil-2.12’de NASA’nın çizimlerine dayanılarak yapılmış bir profil şekli görülmektedir.

Şekil 2.10: Geleneksel süpersonik profil.

Şekil 2.11: Süpersonik profilde sıfır hücum açısı altında oluşan basınç sürüklemesi

Şekil 2.12: NASA’nın geliştirmiş olduğu süpersonik profil 1.4.1.8.4 Alan Kuralı Süpersonik süratler için tasarlanmış uçakların gövde şekillerinin en belirgin özelliği, “kola şişesi” şeklinde oluşlarıdır. Şekil-2.14’de görülen bu şekil, dalga sürüklemesini azaltır. Alan kuralı adı verilen bu yöntemde, akış uçağın etrafından geçerken hava bir yöne hareket ettirilerek etkisi azaltılır. SAYFA 32


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Eğer, alan kuralı uygulanmamış bir uçağın gövdesi incelenecek olursa, gövde genişliği uçak burnundan geriye gidildikçe, kanatların bulunduğu yere kadar büyür. Kanatların bulunduğu kısımda ise, genişlik birdenbire çok daha fazla büyümeye başlar ve akış halindeki hava, kanat tarafından ani olarak yan tarafa itilir. Bunun neticesi olarak, sıkışma meydana gelir. Halbuki, kanatların bulunduğu kısımda küçültülecek olursa; havanın sıkışması önlenir ve dalga sürüklemesi azaltılmış olur. Bu nedenle, gövde plan biçimi bir kola şişesi biçimini alır. Kanatların gerisinde gövde genişliği tekrar büyümek sureti ile kuyruğa kadar genişlikte muntazam bir azalma elde edilir. Alan kuralı, motoru gövde içerisine yerleştirilmiş uçaklar için geçerli bir durumdur.

Şekil 2.14: Alan kuralına uygun olarak tasarlanmış gövde şekli 1.4.2 Yüksek Hızda Uçak Motorunun Aldığı Hava Akımını Etkileyen Faktörler Tepkimeli jet motorları ile donatılmış uçaklarda motor verimi, aldığı hava akımı ile doğrudan ilgilidir. Motorun aldığı hava ne kadar düzgün olursa yani hava akımı içerisindeki türbülanslar ne kadar düşük güçlü olursa motor verimi de o oranda artar. Motor hava alığındaki (giriş) akımın bozulmaması için hava alığı aerodinamik özelliklere uygun olarak tasarlanır ve bu tasarımlar rüzgar tünellerinde denenir. Motor hava alığı yerleştirilirken bazı noktalara dikkat edilmelidir. Örneğin, motora girecek olan havanın kinetik enerjisinin yüksek olması arzu edilir; bu nedenle, hava girişi uçak burnuna yakın yerlere veya motor olduğu gibi gövdeden uzak bir yere, örneğin kanatlara yerleştirilir. Motora alınan hava akımını etkileyen diğer bir durum da uçağın uçacağı hücum açısıdır. Uçağın izafi rüzgâr yönü ile yaptığı açı ne kadar büyürse motor girişindeki hava akışı o denli bozulur.

SAYFA 33


Y/T:………… REV:


1.4.3 Kritik Mach Sayısında Ok Açısının (Sweepback) Etkileri Bir hava aracının yüksek hızda yolculuk yaptığı zaman karşılaşılan sürüklemeyi ertelemenin birkaç yolu vardır; örneğin transonik (ses altından ses üstüne geçerken oluşan durumlarla ilgili) dalga sürüklemesinin yükseltilmesi ya da sürüklemeyi artırmak – ayrılma Mach sayısı /divergence Mach number (sürükleme dik olarak yükselirken serbest akımın Mach sayısı)’nı artırmak. Böylece ilkine daha yakın bir akım sağlanmış olunur. Bunu yapmanın iki yolu vardır; ince profil (kanat kesiti) kullanmak ve ok açılı (Kanadın dış kesitinin iç kesitten aşağı yönde yapılmasıyla kanadın arkaya doğru bir açı yapması) kanat kullanmak. 1.4.3.1 İnce Kanat Profili Kullanmak İnce profil (kanat kesiti) kullanmak transonik akımla ilgili sürüklemeyi artırmak kalınlıkveter (t/c) oranı ile aşağı yukarı ilişkilidir. Eğer ince bir kanat profili kullanılırsa, kanat yüzeyindeki hava akışının hızı daha kalın profillere göre daha az olur, böylece bir sonik nokta oluşup akım ayrılması Mach sayısına ulaşılmadan serbest akış Mach sayısında uçuş yapma şansımız olur. İnce kanatları kullanmanın dezavantajı ise ses altı uçuşlarda bu kanatların taşıma kuvveti oluşturma konusunda daha az verimli olması ve kanatlara konulan yakıt tankları, destek elemanları gibi yapılara kalın profillere göre daha az uyum sağlamasıdır. SAYFA 34


Y/T:………… REV:


Şekil 2.16: Kanat profilinin Mach sayısına etkileri

1.4.3.2. Ok açılı (Swept) Kanat Kullanmak 1935’te alman aerodinamikçi Adolf Busemann ok açılı bir kanadın sıkıştırılabilirliğin etkilerini azaltıp geciktireceğini öngördü. Bu ek olarak tüm Mach sayılarının dalga sürüklemelerini de azaltacaktı.

Şekil 2.17: Ok açılı (Swept) kanat Ok açısının kullanımı hücum kenarlarındaki efektif hızı azaltır. Çünkü hız bileşeninin hücum açısına paralel olması aerodinamik davranıştaki değişimlere katkıda bulunmaz. Ve M'=M/cos (Busemann’ın bağımsızlık prensibi) formülü ile hesaplaman kritik Mach sayısının değerini azaltır. Bu teknik çözüm sadece transonik sürükleme hızını geciktirmekle kalmaz bir sonraki figürde gösterildiği gibi transonik sistemdeki sürükleme artışının oranını da düşürür. Grafik-2.1.den’ de anlaşılacağı gibi kanat açısı 0°’den 40°’ye doğru arttıkça sürükleme azalmaktadır. Bu durumda akım ayrılması da gecikeceğinden ve ok açısı uygulanmamış bir kanada nazaran daha az akım ayrılması gözleneceğinden kritik Mach sayısına daha SAYFA 35


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ yüksek bir subsonik hızda ulaşılacaktır. Ayrıca geriye doğru ok açısı yatay kararlılık için dengeleyici bir faktördür. Yatış yapan geriye ok açılı bir kanatta alçakta olan kanadın hücum kenarına çarpan hava akımı yukarıdaki kanada göre daha dik bir açıyla çarpacağından, alçaktaki kanatta daha fazla taşıma kuvveti oluşacak; bu da kanatları yatay duruma getirme eğilimini ortaya çıkaracaktır.

Grafik 2.1: Ok açısının sürükleme ve kritik Mach sayısına etkisi Ok açılı kanatların kullanılmasının en büyük dezavantajı kanatta Kanadın bir ucundan diğer ucuna akım oluşuyor olması, kanat uçlarına doğru sınır tabakanın kalınlaşması ve kanat köklerinde (kanadın gövdeye en yakın olduğu yerler) ok açısının öne doğru olmasıdır. Ok açılı kanat durumunda, daha erken bir ayrılma olacak ve kanat uçlarında tutunma kaybı olacak; kanatçıkların dönme (roll) hareketindeki verimi daha az olacaktır. Kanadın bir ucundan diğer ucuna oluşacak akım tutunma kaybı şeridi kullanılarak azaltılabilir. Bu sayede kanatçıklarda güçlü bir sınır tabakanın oluşması da engellenmiş olunur. Kanadın açıklık oranı (aspect ratio) (uçağın kanadının inceliğini ve akıcılığını nitelemeye yarayan ölçü-oran ) transonik dalga artışında kritik Mach sayısını etkileyen bir başka etmendir. Açıklık oranı dörtten daha az olursa kritik Mach sayısında önemli artışlar meydana gelir. Bu durum süpersonik uçuşlar için avantaj olsa da; ancak düşük açıklık oranı oranına sahip kanatlar sürüklemeyi artıracağından ses altı hızlarda dezavantaja sahiptir.

SAYFA 36


Y/T:………… REV:


Grafik 2.2: Ok açıları ve Mach sayısına etkileri Benzer bir fayda öne doğru ok açısında elde edilebilir fakat bu şekilde bazı kararlılık problemleri yaşanacaktır ve uçağın manevra edilmesinde birbirini izleyecek zorlular ortaya çıkacaktır. Arkaya doğru ok açısı transonik hızlar ve düşük süpersonik hızlar için ideal olsa da düşük hızlarda bir miktar sürükleme meydana getirmektedir(yüksek sürükleme oluşturarak ve taşıma katsayısını düşürerek). Uçağın kullanım amacına uygun olarak spesifik değişken ölçülerde ok açısı uygulaması yapılabilir. 1.4.3.3 Öne ve Arkaya Doğru Ok Açılı Kanatlar Öne doğru ok açılı kanadın düşük hızlardaki faydaları uzun zamandır bilinmektedir (1947’de Weissinger ve 1950’de Multhopp). Fakat taşımada düzensiz uzunlamasına dağılım ve kökte fazladan burulma momenti oluşturmaktadır.

Şekil 2.18: Öne ve arkaya doğru ok açılı kanatlar SAYFA 37


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ En büyük yükler kanadın kök kısmında oluşmaktadır. Geri ok açısı ile daha basamaklı bir yükleme yapılırken ortalama yayılım uygulanarak maksimum taşıma sağlanmış olur. Doğrusal taşıma yüzey teorisi sayesinde bu konuyla ilgili hızlı hesaplamalar yapılabilir. Transonik hızlarda ok açısı sürüklemenin artmasını engellemek ve geciktirmek için gereklidir. Son yıllardaki araştırmalar aynı kanat yüklemesinde öne doğru ok açılı kanadın arkaya doğru ok açılı bir kanada nazaran daha düşük hücum açısına sahip olduğunu göstermiştir. Bu da daha düşük profil sürüklemesi ve kanat köklerinde daha az burulma momenti oluşturmaktadır. Kanat kökündeki sabit burulma momenti göz önüne alındığında öne doğru ok açılı kanatlar biraz daha yüksek açıklık oranı (aspect-ratio)’na sahip olmakla birlikte bu durum profil sürüklemesinde daha fazla azalmaya sebep olmaktadır. Kanatlardaki tutunma kaybı kanat köklerinde başlar ve dışarıya doğru ilerler. Eğer kanada geriye doğru bir ok açısı verilmişse kanat uçlarında nadiren tutunma kaybı başlar ve içeriye doğru ilerler.

SAYFA 38


Y/T:………… REV:


11.2

SAYFA 39

Gövde Yapıları ve Genel Hususlar


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1. UÇAK GENEL YAPILARI 1.1. Uçabilirlilik (Airworthiness) Gereksinimleri İçin Yapısal Güçlülük (Strength) Ticari veya başka amaç ile uçuş yapacak olan hava araçlarının uçuşa elverişli olmalarını belgeleyen ve uçabilirliği anlamına gelen airworthiness, hava aracının uçuş yapabilmesi için ulusal sivil havacılık otoritesi tarafından bir belge ile tescillenir. Uçakların emniyetli uçuşu başta olmak üzere birçok unsura dayalı incelemeler yapılarak uçuşa elverişli olup olmadıkları incelenir. Bu unsurlar arasında uçak ağırlık ve balans değerleri ile uçağın tipine göre imalatçı firması tarafından yayınlanan manüellerde, teknik veri bilgilerindeki performans değerlerine sahip olup olmadığı yer alır. Uçuşa elverişli olabilmek için uçakların tipine ait yapısal güçlülükte olması ve bunu planlı bakımlarla devam ettirerek belgelendirmesi gerekir. Performanslarına ait değerleri sağlayabilmesi için uçak yapılarının yeterli güçlülükte ve bu güçlülüğü devam ettirecek yapının malzeme ve tasarımının uçak imalatçısı tarafından sağlanması bir zorunluluktur. Yapısal güçlülükten yoksun uçakların uçuş emniyeti açısından uçuşa elverişli olmaları düşünülemez. 1.2. Uçak Gövdesi Yapısal Sınıflandırılması Uçakların ana gövdesini ya da genel yapısını teşkil eden üç yapı yöntemi vardır. Bunlar; truss (kafes), monocoque (kabuk-monokok), semimonocoque (yarı monokok) tip yapı yöntemleridir. Ayrıca gövde yapısında kullanılan elemanların gövde yükünü taşıyan esas yapı elemanlarından olanlara primary structure (birincil yapı), ana gövde yapı elemanlarının dışındaki ve yardımcı olan yapılara ise secondary structure (ikincil yapı) denir. 1.2.1. Uçak Gövdesi Yapıları 

Kafes Tip Yapı

Bu tip yapı tarzında, uçak iskeletini genellikle birbirine çapraz olarak kaynak edilmiş çelik borular oluşturur (Şekil 1.1). Bazı tek motorlu uçaklarda uygulanan bu yöntemde hafiflik istendiği zaman yapısal parçalar, alüminyum borular halinde üretilebilir.

Şekil 1.1: Kafes tip yapı SAYFA 40


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 

Monokok Tip Yapı

Monokok tip inşa yönteminde gövde, kalıp halinde imal edilmiş frame (dairesel kiriş-çember), basınç bölmeleri ve ayrı olarak bağlanan kaplama sacından (shell [kabuk]) oluşur. Bu kaplama, ana yükleri üzerinde taşır. Gövde sağlamlığı kaplama malzemesinin nitelikleri ile ilgilidir. Monokok yapılarda stringer ve longeron gibi boylamasına uzanan yapı elemanları kullanılmaz ve gövde sacı doğrudan frame’lere bağlanır. Dezavantajı gövde sacının yapıyı sarması zordur ve uçuş için stabil ağırlığın temin edilmesi bu tip yapılarda zordur.

Şekil 1.2: Monokok tip yapı 

Yarı Monokok Tip Yapı

Yarı monokok tip yapı, günümüz uçaklarında uygulanan en yaygın yapı tarzıdır. Bu inşa yönteminde, bulkhead, frame gibi kaburga elemanlarıyla bunlara ek olan longeron, keel beam (omurga kirişi) gibi yapısal elemanlar da kullanılır. Striger’lar ise kaplama sacına boylamasına destek olarak gövdenin burulmasını önler. Yarı monokok gövdeler, birçok parçanın imal edilmesi ve sonradan bunların birleştirilmesi ile elde edilir. Yarı monokok yapıda bulunması gereken bazı kalın parçaların ağırlığını azaltmak için, yük taşıyan bölgeler dışındaki yerler kimyasal frezeleme adı verilen yöntemle inceltilir.

SAYFA 41


Y/T:………… REV:


Şekil 1.3: Yarı monokok tip yapı Modern yolcu uçaklarının tamamında yarı monokok iskelet inşa yöntemi uygulanmaktadır. Bu yöntemde uçak imalatı ve bakım işlemleri kolaydır. Üstelik bu inşa tarzı ile uçak üzerindeki yükler çeşitli elemanlara dağıtıldığı için uçak servis ömrüde uzatılmış olur. Söz konusu gelişmiş yolcu uçakları, temelde boylamasına uzanan stringer’lar ve diklemesine uçağı çevreleyen frame’lerle desteklenen bir kaplama sacından oluşur. Bu elemanların yanı sıra diğer başka ana yapı elemanları da uçakta mevcuttur (Şekil 1.4) Uçak gövdesi-önden bakıldığında-iki bölüme ayrılır. Bunlar upper lobe (üst yarım dilim) ve lower lobe (alt yarım dilim) şeklinde adlandırılır. Bu yarı dilimler, yaklaşık olarak yolcu ve kargo kompartımanlarını birbirinden ayıran zemin hizasında birleşir. Uçağın ön kesitinden bakılacak olursa, bu zemini oluşturan floor beams (zemin kirişleri) görülebilir. Zemin yapısının üst kısmı, yolcu ve uçuş kompartımanlarını taşımaktadır. Tüm bu bölge (cabin) ön ve arka ucundan pressure bulkhead (basınç bölmesi)’ları ile kapatılmıştır. Bu basınç bölmeleri, kabin havası ile ona göre düşük basınçlı olan dış ortam basıncını birbirinden ayırır. Bu bölgede, kaplama devamlı sayılabilecek bir şekilde kabini örter. Kaplama üzerinde kapı ve pencereler için kesim bölgeleri bulunur. Zemin yapısının altındaysa, alt yarım dilim tarafından kapatılmış kargo kompartımanı bulunur. Uçağın bu bölgesi esasta iki parça olup çeşitli yapısal elemanlarla bölünmüştür. Bu yapısal elemanlar; nose landing gear wheel well (burun iniş takımı yuvası), center wing box (merkez kanat kutusu) ve main landing gear wheel well (ana iniş takımı yuvası)’dir. Uçağın arkasında bulunan arka basınç bölmesinin arkasında zemin yapısı devam etmez, bu bölge vertical fin (vertical stabilizer) [dikey stabilizatör], horizontal stabilizer (yatay stabilizatör) bağlantıları ve APU kompartımanı için ayrılmıştır. Uçak üzerine etkiyen çeşitli yükler, uçuş, yerde duruş, iniş ve hava basıncı etkilerinin birer kombinasyonu şeklinde gelişir. Temelde uçak gövdesi, kanatlarından kirişlerle desteklenen içi boş bir boruyu andırır. Bu durum gereği, uçuş manevraları gibi çeşitli sebeplerden ötürü oluşan çevirme yükleri, tüm gövdeyi etkiler. Uçağın birinci dereceden önemli kısımları olan merkez kanat kutusu ve ana iniş takımı yuvası bölgeleri özel tasarım özellikleri ile bir araya getirilip devamlı gövde iskelet yapısı oluşturulur. Kanat bağlantılarının bulunduğu bölgede, iskelet devamlılığını sağlamak için keel beam SAYFA 42


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ (omurga kirişi) kullanılır. Omurganın üzerinde konumlandırılmış olan merkez kanat kutusunun üst bölgesini, kanadın kendi yapısı oluşturur. Zemin yapısının da desteklendiği bu kısım, gövde sağlamlığı açısından son derece önemlidir.

Şelik 1.4: Uçak yapı elemanları Merkez kanat kısmında, kanat gövde bağlantıları için iki adet, altışar flanşa sahip kiriş kullanılmaktadır. Gövde kaplaması bu flanşların üsttekine bağlı durumdadır. Diğer flanşlar ise kanat kutusunu merkez kanat kutusuna bağlar. Ana iniş takımı ve kanat ağırlığı yükleri, yine bu kısımda bulunan landing gear support beams (iniş takımı destek kirişleri) ile gövdeye iletilir. Gövde kaplaması üzerinde bulunan tüm kapı ve pencerelerin neden olduğu açıklıklar özel olarak güçlendirilir (reinforcement). Kaplamada bulunan bu açıklıklar yüklerin bir kısmının biriktiği ve sürekli zorlamanın bulunduğu bölgelerdir. Tüm yapı, yapısal sorunlara karşı emniyetlendirilmiş olup herhangi bir yapısal elemanın elden çıkması halinde bu elemanın taşıdığı yükleri üzerine alacak çeşitli yollar mutlaka bulunmaktadır. Böyle bir yapı anlayışı, sadece bir ya da birkaç inşa elemanın işini yapamaz hale gelmesi ile tüm uçağın tehlikeye girmesini önler. Gövde birbirinden ayrı dört kısımdan oluşur. İmal edildikten sonra gövdenin ortaya çıkması için bu parçalar tek bir yerde monte edilir. Öndeki üç kısım, basınçlı kaplama içerisindedir ve yolcu, uçuş ve kargo kompartımanlarını kapsar. Şekil 1.4.’te görülen uçak yapısında belirtilmiş olan section 41, uçağın nose fuselage section (burun gövde kısmı) olarak adlandırılır. Bu kısımda bulunan zemin yapısının üzerinde uçuş SAYFA 43


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ kompartımanı (kokpit), ön giriş kapısı ve ön servis kapısı bulunur. Zeminin altında ise burun iniş takımı yuvası, burun kompartımanı dış erişim kapağı, merdiven ve elektronik kompartımanı bulunmaktadır. Burun kısmının en önünde hava radarı ve onu kapatan radome (radar kapağı) bulunur. Radar kapağı yapısal olmayan bir muhafazadır. Radarın arkasında ise ön basınç bölmesi bulunur. Şekilde görülen section 43, uçakta forward fuselage section (ön gövde kısmı) olarak tanımlanır. Bu kısmın üst tarafında yolcu kompartımanının ön bölgesi oluşur. Alt tarafında da sağ alt kısmında bir kapağı olan ön kargo kompartımanı bulunmaktadır. Section 46, aft fuselage section (arka gövde kısmı)’dır. Bu kısım, ön gövde kısmı ile arka basınç bölmesi arasındadır. Zemin yapısı üstünde, arka yolcu kompartımanı, acil çıkışlar, arka giriş kapısı ve arka servis kapısı bulunur. Zeminin altında; merkez kanat kutusu, ana iniş takımı kutusu yuvası ve kapısını da üzerinde bulunduran arka kargo kompartımanı vardır. Section 48 tail fuelage section (kuyruk gövde kısmı) olarak isimlendirilir ve arka basınç duvarından başlar. Kuyruk kısmının üstünde dört noktadan uçak yapısına bağlanan dikey stabilizatör bulunur. Kuyruğun en arkasına tail cone (kuyruk konisi) yerleştirilmiştir. Yatay stabilizatörün altı, yangın bölmeleri ile yapıdan ayrılmıştır. Burası APU kompartımanıdır. Yatay stabilizatör, kendi kafes yapısı üzerinden, uçak yapısına menteşelerle tutturulmuştur. Stabilizatör bağlantıları ön ve arka spar (boylamasına uzanan kiriş)’larından bağlıdır. 1.2.2 Uçak Gövdesi Yapısal Sınıfladırması Uçak gövde yapısı Primary ve Secondary Structure olarak ikiye ayrılır. Bu yapıların neler oldukları her uçak tipine ait SRM (Structure Repair Manuel) Chapter 51 de Structure Classification olarak bulunur. Aşağıda A310 için yapısal sınıflandırma şekilleri gösterilmektedir. Şekiller üzerinde beyaz kısımlar Primary structure (birincil yapı), taralı kısımlar ise Secondary structure (ikincil yapı) olarak gösterilmektedir. Şekiller üzerinde gösterilemeyen ilave Primary yapılar şunlardır: Kabin zemin yapısı çapraz krişleri, koltuk rayları, kabin içi longeronları, destek dikmeleri, kargo zemin panelleri, pylon kanat bağlantısı, iniş takımları menteşe bağlantıları, kapı bağlantı elemanları, iniş takımları ve iniş takımları toplama bağlantıları, iniş takımlarını toplama kilitleri, ana iniş takımı sürüklenme dikmesi bağlantıları, servis kapısı bağlantılarıdır. Şekillerde görülemeyen ilave secondary yapılar ise basınçsızlandırılmış servis kapıları, dikey stabilizer’ ın gövde tarafındaki kaplamalarıdır.

SAYFA 44


Y/T:………… REV:


Şekil 1.5: Yapısal sınıflandırma

SAYFA 45


Y/T:………… REV:


Şekil 1.6: Yapısal sınıflandırma

SAYFA 46


Y/T:………… REV:


Şekil 1.7: Yapısal sınıflandırma 1.3 Bölge ve İstasyon Tanımlama Sistemleri Bölge ve istasyon tanımlama uçak yapılarının tipi ne olursa olsun tanımlanmasında bir başka deyişle yapı üzerinde bulunan herhangi bir bölge veya noktanın tarif edilmesinde kullanılan bir tür koordinatlama yöntemidir.

SAYFA 47


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Bölgeler, yapı üzerinde belirgin olarak bilinen bölgeleri, istasyonlar ise yapının üzerindeki noktaları belli referans eksenlerine göre hızlı olarak tanımlamak için kullanılır. Bu yöntemler ile yapı üzerindeki bir komponentin yerini kolay ve hızlıca bulabiliriz. Uçak tipine ve ölçüsüne göre istasyon numaraları değişiklik gösterebilir. Bu bilgileri bulabilmek için AMM (Aircraft Maintenance Mauel) in Chapter 06- Dimensions and Area (ölçüler ve alanlar bölümü) kısmına bakılır.  Bölge Tanımlama Uçakta bölgeler tanımlanırken ana bölge (major zone), alt bölge (sub-major zone), bölge (zone) olarak tanımlanır. Bu üç ifade 3 rakamlı bir sayı ile birleştirilir (Şekil 1.8).

Şekil 1.8: Major zone Major zone tanımlanan yapının ana bölgeleridir. Major zone için 3 rakamlı sayılar kullanılır 1 rakamı 1’den 8’e kadardır. İkinci ve üçüncü rakamlar sıfırdır. Major zone’lar aşağıda tanımlanarak Şekil 1.9 ve 1.10 de gösterilmiştir.        

100 (Uçak gövdesinin alt kısmı) 200 (Uçak gövdesi üst kısmı) 300 (Gövdenin arka kısmı, yatay ve dikey stabilizer) 400 (Motorlar ve motor kanat bağlantıları) 500 (Sol kanat) 600 (Sağ kanat) 700 (İniş takımları ve kapakları) 800 (Kapılar)

Şekil 1.9: Major zone SAYFA 48

Şekil 1.10: Major zone


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Sub-major zone ana bölge içinde daha yakın tanımlama için kullanılır. Üç haneli bölge tanımlama sayılarının ikinci hanesinde kullanılan rakamla ifade edilir. Bu rakamlar 1-6 veya 1-9 arası uçak ölçüsüne göre değişen rakamlardır. Sub-major zone rakamlarında çift rakamlar ana bölgenin (major zone) sağ tarafını, tek rakamlar ise sol tarafını gösterir. Zone (bölge) ise 1-9 arası bir rakam olup komponentin sub-major zone içinde önden arkaya doğru, alttan üste doğru veya içten dışa doğru yerini belirtmekte kullanılır. Bölge kodunun son rakamıdır. Ayrıca kapılar ve paneller için bu üç rakamlı sayıdan sonra harfler kullanılır. Birinci harf (A-Z) bölgenin kapı veya panel için önden arkaya, alttan üste veya içten dışa doğru konumunu belirtmek için kullanılır. İkinci harf sol veya sağ taraf (L veya R) ifadesidir. Örnek (211 A-L) verirsek 2 gövde üst kımında, 1 sol taraf ve 1 öne doğru olduğunu gösterir. Harfler ise tarif edilen bölgenin kapı veya panel olduğu içindir. 

İstasyon Tanımlama

İstasyonlar tanımlanırken gövde (body), kanatlar (wings), motor kaportası (nacelles), yatay stabilizer (horizontal stabilizer) ve dikey stabilizer (vertical stabilizer) olmak üzere bu beş bölge için faklı ifade edilir. İstasyonlamada uçak üzerinde bulunan üç eksen (yatay, dikey ve boyuna) referans olmak üzere bu eksenlere paralel düzlemler kullanılır.

Şekil 1.11: Uçak eksenleri •

Gövde İstasyonları (Body Stations)

Gövde istasyonları uçak eksenlerine paralel olan üç eksen ile tanımlanır. Bu tanımlamada iki farklı ifade şekli olmakla beraber gösterilen düzlemler aynıdır. Birinci sistem metrik olup düzlemler X, Y, Z olarak tanımlanmıştır. Airbus uçakları bu sistem ile istasyonları tanımlarken, diğer sistem için ölçü birimi inch olup, X düzlemi yerine Station Plane, Y düzlemi yerine Buttock Plane ve Z düzlemi yerine Water Plane SAYFA 49


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ ifadelerini kullanılır. Inch sistem tanımlama Boeing uçakları tarafından kullanılır. Bu üç eksen ve istasyon tanımlamada kullanılan düzlemler şekil 1.12 da görülmektedir.

Şekil 1.12 : Gövde düzlemleri Gövde yapısı için body stations B STA ile simgelenir. Uçak üzerinde burundan kuyruk kısmına doğru numaralandırılmıştır. İlk numara uçağın burun kısmındaki ilk noktadan daha önde izafi bir yerden başlar. Yani ilk B STA uçak üzerinde değildir. Gövdeye ait B STA düzlemleri şekil 1.13 de görülmektedir.

Şekil 1.13 : Gövde body stations (B STA) SAYFA 50


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Gövde yapısı için buttock planes BBL ile simgelenir. Merkez çizgisinden (Uçak burnu ile kuyruk konisini birleştiren hat) geçen Buttock line BBLo, önden bakılınca BBLo ın sağındaki düzlemleri RBBL, solundakiler ise LBBL olarak simgelenir(Şekil 1.14).

Şekil 1.14: Gövde buttock line Gövde water planes ise uçağın en alt noktasından üstüne doğru sıralanmıştır. Ancak başlangıç noktası uçağın yere temas ettiği noktanın daha altında izafi bir noktadan başlar. Gövdenin en alt seviyesi BWL-91 olurken BWL-0 ise gövdenin altında olacaktır.

SAYFA 51


Y/T:………… REV:


Şekil 1.15: Body water line Metrik sistem istasyonlamada ise X düzlemleri (Body Stations) , Y düzlemleri (Buttock Planes) ve Z düzlemleri (Body water lines) olarak koordinatlandırılır. X düzlemleri uçak önünden arkaya doğru numaralanır. Bir başka deyişle uçağın burun kısmından, kuyruk kısmına doğrudur. Sıfır numaralı düzlem uçağın burun kısmından daha ötede, izafi bir uzaklıktan başlar. Y düzlemleri ise merkez çizgisi (Body center line: Uçağın burun ucu ile kuyruk konisini birleştiren çizgi) sıfır olur. Uçağın ön tarafından bakılınca sağ tarafı (+) sol tarafı (-) olarak numaralanır. Z düzlemleri ise gövdenin en altında yukarıya doğru sıralanır. Gövdenin en altı Z düzlemlerinin ilki olup sıfır değildir. Z düzlemlerinin sıfırı gövdenin de altında izafi bir uzaklıktadır. •

Kanat İstasyonları (Wing Stations)

Kanat üzerinde de istasyonların tanımlanması gövdede olduğu gibi üç düzlem kullanılarak yapılır. Ancak kanat istasyon isimleri ve konumlanmaları farklıdır(Şekil 1.16). Kanat dihedraline paralel yüzeyler alttan yukarı doğru, “kanat referans” düzlemi olarak adlandırılır. WRP kanadın su seviyesi gibi düşünülebilir (Z).

SAYFA 52


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Kanat üzerinde WRP ye dik, BBL ile paralel olan düzlemler kanat buttock line (WBL) olarak isimlendirilir. WBL için BBL0 düzlemi le aynı yerden başlar kanat içersinden kanat ucuna doğru numaralanır. Kanat referans düzlemi ve kanat arka spur’ına dik olan düzlemler kanat istasyonları (Wing station) olarak adlandırılır. WS ile gösterilir. Numaralandırılması kanat içersinden dışına doğrudur.

•

Şekil 1.16: Kanat düzlemleri Motor Kaportası İstasyonları (Nacelles Stations)

Nacelle istasyonları NAC STA olarak gösterilir. Nacelle’in önünden arkasına doğru numaralanırlar. Motor merkez çizgisine dik olan dikey düzlemlerdir. Nacelle buttock line çizgileri NAC BL olarak gösterilir. Motor merkez çizgisi NAC BL için sıfır olup sol tarafı (-), sağ tarafı ise (+) olarak numaralandırılır. Nacelle water line ( NAC WL), kanat referans düzlemine (WRP) paralel düzlemlerdir. Alttan yukarı doğru numaralanır

Şekil 1.17: Nacelle düzlemleri SAYFA 53


Y/T:………… REV:


Yatay Stabilizer İstasyonları (Horizontal Stabilizer Stations)

o Yatay stabilizer üzerinde Stabilizer Chord Plane (SCP), yatay stabilizer’ın chord çizgisine paralel düzlemdir. o Stabilizer buttock line (STAB BL), BBL düzlemlerine paraleldir. o Station düzlemleri (STAB STA), stabilizer chord düzlemi ve satbilizer arka spur’ına dik olan düzlemlerdir. o Ayrıca Stabilizer üzerindeki leading edge yüzeyi için leading edge istayonları (LE STA) ve elevator kumanda yüzyeyi için Elvator Stations (ELEV STA) bulunur.

o o o o

SAYFA 54

• Dikey Stabilizer İstasyonları (Vertical Stabilizer Stations) Station düzlemleri dikey stabilizer üzerinde dikey stabilizer arka spur’ının merkez çizgisine dik olan düzlemlerdir(Fin STA). Water lines (Fin WL) gövde waterline düzlemlerine paraleldir. Hücum kenarı istasyonları (Leading Edge Stations), stabilizer hücum kenarına dik düzlemlerdir, (LE STA) olarak gösterilir. Rudder istasyonları (RUD STA) rudder menteşe merkez çizgisine dik olan düzlemlerdir.


Y/T:………… REV:


Şekil 1.18: Uçak referans düzlemleri 1.4. Gerilim Gerilim, bir kuvvetin yönüne ve şekline bağlı olarak bir cisme etki etmesiyle, cisim üzerinde farklı şekil değişiklikleri oluşturmaya zorlamasıdır. Uçak gövde yapısı üzerinde etkili olan farklı kuvvetler vardır. Gövdeye etkiyen bu kuvvetler yapı üzerinde farklı gerilimler meydana getirir. Bu kuvvetleri genel olarak tanımlayalım. Yerçekimi etkisiyle oluşan uçağın ağırlık kuvveti (G), uçuş için gerekli olan ve aerodinamik yüzeyler ile meydana getirilen kaldırma kuvveti (L), motorlar tarafından SAYFA 55


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ meydana getirilen itiş kuvveti (T) ve itiş kuvvetine zıt yönde oluşan sürüklenme kuvveti (D) dört ana kuvvettir. Bu dört kuvvet için G ile L ve T ile D birbirlerine zıt yönde oluşur. Ayrıca uçak gövde yapısı üzerinde basınçlandırmadan dolayı gövde içinden dışarıya doğru oluşan basınç ile uçak üzerine uçuş anında etki eden atmosferik kuvvetler (rüzgar ve diğer etkenler dolayısıyla) mevcuttur. Tüm bu kuvvetlerin etkisiyle uçak gövde yapısı üzerinde oluşan farklı zorlamalar vardır. Bunlar çekme, sıkıştırma, burulma, eğilme ve kesilme olarak tarif edilir.

Şekil 1.19: Gövde yapısına etki eden kuvvetler 1.4.1. Çekme Çekme (Tension) gerilimi, bir cismin iki ucundan birbirine zıt yönde çekilmesi oluşan zorlamadır. 1.4.2. Sıkıştırma SAYFA 56


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Sıkıştırma (Compression) gerilimi, bir cismin iki ucundan birbirine zıt yönde basılması ile meydana gelir. 1.4.3. Burulma Burulma (Torsion), bir cismin iki farklı ucundan kendi ekseni etrafında birbirine zıt yönde dönmeye zorlanması ile oluşur. Uçak ileri hareket ederken motorların bir tarafa dönmeye zorlaması ile oluşur. 1.4.4. Eğilme Eğilme (Bending), cismin iki ucundan uygulanan kuvvetler ile eğilmeye zorlanmasıdır. Eğilme geriliminde iki farklı gerilim meydana gelir. Eğilen cismin bir tarafında çekme gerilimi oluşurken, diğer tarafında basma gerilimi meydana gelir. 1.4.5. Kesilme Kesilme (Shear) gerilimi, cismin bir tabakasının üzerindeki tabakanın kayması ile oluşan bir kırılma kuvvetidir. Genellikle perçin, civata ve vidalarda meydana gelen bir zorlamadır. Bu tür bağlantı elemanları ile yapılan birleştirmelerde, birleştirilen parçaların zıt yönde kayması ile meydana gelir. 1.5. Sistemlerin Yerleşme İmkânları Uçak yapıları, tasarlanırken yapısal güçlülüklerinin ve aerodinamik özelliğinin düşünülmesinin yanında emniyetli uçuş için gerekli olan birçok sistemin konumlandırılması da etkili olan bir başka unsurdur. Uçakların istenilen performanslarının gerçekleşebilmesi için gerek uçuş için biricil öncelikli, gerek ikincil olsun birçok sistem mevcuttur. Uçakların iniş takımlarının olmaması düşünülemez. Bu sebeple uçak gövdelerinin alt kısımlarında çok geniş bir alan iniş takımları ve sistemleri için tasarlanmıştır. Sistemlerin ve kabin içi birçok hizmetler için elektirik döşemesi mevcuttur. Bu tür kablo ve benzeri bağlantılar, kabin içi döşeme ile gövde yapısı arasında bırakılan boşluklardan geçirilerek döşenir. Gövde yapısı üzerindeki birçok access door (ulaşım kapağı) ve bunların bağlantı elemanları bulunmaktadır. Bu kapaklar olmasa, yapı içindeki sistem elemanlarının sökülmesi takılması ve bakımını yapmak mümkün olamaz. E&E ya da avionic compartment veya avionic bay denilen elektronik komponetlerin ve sistemlere ait kompütürlerin bulunduğu geniş bir alan genellikle uçuş kompartmanının altında veya ön kargonun önünde konuşlandırılır. Yolcu kabinin yer döşemesinin altından birçok kumanda sistemi ve sistem elemanları geçer. Bunlara benzer birçok örnekte olduğu gibi uçak yapılarında yapının güçlülüğü kadar uçak sistemlerinin yerleşmeleri de düşünülerek yapılar meydana gelir.

SAYFA 57


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 2. Gövde Yapısal Elemanları 2.1. ‘Stringer’ler Stringer’ler frame yapı elemanlarını birbirine ve gövde sacına bağlayan elemanlardır. Gövde iskelet yapısının şeklini oluşturur. Uçak gövde sacının iç tarafına yerleştirilmiştir. Gövde yapısında oluşan eğilme, kesilme, gerilme ve kabin basıncından dolayı oluşan yükleri taşımak için tasarlanmış yapı elemanıdır. Stringer’ler birbirlerine bağlanırlar. Frame’lerin içinden geçerek perçinler ile birleştirilirler. Frame’lere açısal şekilli veya “T” şekilli clips’ler ile bağlanırlar. Clips’ler gövde sacının iç yüzeyinde stringer ve frame’e bağlı olarak bulunur. Amaçları basınç yükünü gövde sacından frame’lere transfer etmektir. Aynı zamanda sıkıştırma gerilmelerini (compression stress) frame’lerin taşımasında yardımcı olur. Stringer’ler gövde üzerinde 7 veya 10 inch arayla bulunurlar. Stringerlerin bağlanışı şekil 2.6 da görülmektedir. 2.2. ‘Longeron’lar Stringer şeklinde aynı işlevde yapı elemanıdır. Stringer’lere longeron da denir. Longeron’lar bazı yerlerde boru şekilli yapı elemanı olarak bulunur. 2.3. ‘Bulkhead’ler

Şekil 2.1: Aft pressure bulkhead Bulkhead’lar frame’lere benzer fakat daha güçlü yapılardır. Gövde üzerinde belli yerlerde yerleşmişlerdir. Gövdede oluşan farklı yükleri taşır ve dağıtırlar. Gövde üzerinde kanat bağlantılarının olduğu bölgede, iniş takımları ve kuyruk bölümü yüzeyinde SAYFA 58


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ bulunurlar. Bu bölgeler gövde üzerinde yüksek yoğunluklu kuvvetlerin bulunduğu kısımlardır. Yapı üzerinde büyük gerilmeleri karşılarlar. Ayrıca gövdenin ön ve arka kısmında, pressure bulkhead denilen basınca karşı kurulmuş farklı yapıda bulkhead’lar bulunur. Ön ve arka pressure bulkhead’lar duvar şeklinde örülmüş yapılardır. Gövde yapısını bir cam tüpe benzetecek olursak pressure bulkhead’lar bu tüpü kapatan ve gövdenin basınçlandırılmasını yani uçak yapısında basınçlı bölge ile basınçsız bölgeleri ayıran bir yapıdır. Ön ve arka pressure bulkhead’lar arasında kalan gövde yapısı basınçlandırılmış kabin yapısını oluşturur. Pressure bulkhead’lardan sonra gövdenin basınçsız bölgeleri bulunur. Şekil 2.1 de aft pressure bulkhead yapısı görülmektedir. 2.4. ‘Frame’ler Gövdenin şeklini oluşturan ana yapı elemanlarındadır. Stringer’lerin boylarının kısa tutulmasını sağlar. Yapısal dengesizliği önlerler. Gövde yapısı üzerinde oluşan kesilme (shear) ve gerilme yüklerini taşırlar. Gövde yapısında 20 inch aralıklarla dizilmişlerdir. Şekil 2.2 da frame ile stringer’lerin bağlanışları görülmektedir.

SAYFA 59


Y/T:………… REV:


Şekil 2.2: Frame ve stringer’lerin bağlanışı 2.5. ‘Former’ ler Former’lar frame işlevli yapı elmanlarıdır. Gövdeyi şekillendiren ve gövde üzerinde frame gibi dizilen elemanlardır. Monokok yapıda bulunan frame’lere former denir. 2.6. ‘Doubler’ ler SAYFA 60


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Doubler yapı elemanları, reinforcement (güçlendirme) gereken yerlerde pencere ve kapı açıklıklarının etrafında kullanılan güçlendirme katlarıdır. Aynı zamanda tamir yapılan yüzeylerde de kullanılan gövde tamir katları (gövde yamaları) da doubler olarak adlandırılır. Şekil 2.3 da bir pencere açıklığı ve yapı görülmektedir.

Şekil 2.3: Pencere açıklığı ve yapısı 2.7. Gövde Yüzeyi ‘Skin’ Gövde yüzeyi, gövdenin dış şeklini meydana getirir. Gövde sacı ve güçlendirme yapıları, gövdenin en uzun birimleridir. Stringer ve frame’lerin düzgün aralıklarla dizildiği gibi yapıyı sarar ve aynı zamanda ana yükleri taşır. Ayrıca gövde kesitini oluşturur. Gövde yüzeyi, yapı üzerindeki flambaj (burkulma) ve buruşmayı önlemeye yardım eden bir yapıdır. Gövde yüzeyi, kaplanmış aluminyum, kromik asit ile anotlanarak işlem görmüş alüminyum veya korozyonu önlemek için alodine ile işlem görmüş alüminyumdan oluşur. 2.8. Döşeme Yapıları (Floor Beam) Döşeme yapıları kabin zeminini oluşturan yapılardır. Genellikle kabin ile kargo bölümlerini birbirinden ayıran yapıyı oluşturur. Yatay olarak uzanan ve gövde sacına bileşik yapılardır. Frame’lere bağlanarak basınç yüklerini taşırlar. Kabinin basınçlandırılmasını sağlarlar. Seat track’lar (koltuk bağlantı kızakları) ve zemin panellerinin normal yüklerini üzerinde taşıyan yapıdır.

SAYFA 61


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Gövdenin her iki tarafında bulunan, floor beam ile yükselen ve kabin basınç yüklerinin dağıtılmasında yol sağlayan “skin shear tie” lar bulunur Bu elemanlar floor beam, frame ve stringer’lere bağlanmış elemanlardır. Şekil 2.4 de döşeme yapıları floor beam, floor panel ve seat track’ların yapısı görülmektedir.

Şekil 2.4: Döşeme yapıları 2.9. Keel Beam Keel beam yapısı gövdenin merkez kanat kısmında bulunur. Maksimum eğilmenin meydana geldiği iniş takım yuvasını destekler. İniş takımlarının yuvasına toplanabilmesi için mümkün olan yapıyı da oluşturur. Gövde yapısı içindeki en büyük kriş yapısıdır. İniş takım yuvasında görülebilir.

SAYFA 62


Y/T:………… REV:


3.GÖVDE YÜZEYİ (SKİN) KORUMA YÖNTEMLERİ Gövde yüzeyinde kullanılan koruyucu malzemenin korozyon direncini artırmak, korozyon oluşturucu etkilere karşı korumak ve gövdeye dış görünümünü kazandırmak gibi amaçları vardır. Bu işlemler arasında kaplama işlemleri (malzemeye özellik katan ve direnç kazandıran işlemler), özel kaplama işlemleri (su geçirmez kaplamalar), sealants ve boyama işlemleri bulunur. Şekil 3.1’de yüzeyde yapılan genel koruma işlemleri görülmektedir.

Şekil 3.1: Gövde yüzeyi koruma yöntemleri SAYFA 63


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 3.1. Krom Kaplama (Cromizing) Krom, korozyon direnci çok yüksek, beyaz renkli ve parlatılabilir olması nedeniyle ve güzel görünüm gibi özellikleri ile genellikle çeliklerin kaplanmasında kullanılan bir kaplama metalidir. Krom, çok fazla sert bir yapıya sahip olduğundan, çatlamayan bir tabaka haline getirilmesi çok zordur. Bundan dolayı krom, genellikle nikel kaplamaların üzerine ek kaplama yapılarak kullanılmaktadır. Krom kaplama işlemi, elektroliz, sherardizing veya sıcak püskürtme yöntemleri ile yapılmaktadır. Krom, korozyona dayanıklılığın ve güzel görünümün yanı sıra kaplandığı yüzeye sertlik ve yüzey düzgünlüğü sağladığı için taşıtların parlak metal kısımları, motorların silindir ve pistonları, hidrolik silindir ve pistonları gibi parçaların kaplanmasında kullanılmaktadır.

Tablo 3.1: Yüzeylerde yapılan ön işlemler Uçak gövde yapılarında sert krom kaplama, malzeme yüzeyinde bir krom tabakası oluşturma işlemidir. Sert krom kaplama işlemi krom tabakası sürtünme sebebi ile müsade edilen daha fazla inceldiği zaman veya krom tabakasının altındaki malzeme tabakasında korozyon oluştuğu zaman tatbik edilir.

SAYFA 64


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Detaylı krom kaplama işlemleri ile ilgili prosedür ve malzeme bilgisi AMM chapter 01-02-11 de (A310 için) bulunabilir. Krom kaplama öncesi yapılan temizlik işlemlerinde ve diğer kimyasal malzemelerin kullanımında kurallara uyunuz. Bu malzemeler tehlikeli ve zehirleyicidir. 3.2. Anotlama (Anodizing) Anotlama işlemine metal kaplama yöntemleri içersinde elektroliz ile kaplama yöntemi de denir. Ana metalin katot, kaplama metali de anot olacak şekilde uygun bir elektrolit içersinde kaplama metali korozyona uğrar ve ana metalin üzerini kaplayarak korozyondan korunmasını sağlar. Su ile temas eden yüzeylerde uçak yapısının çok büyük bir kısmında anodizing işlemi yapılır. Yüksek kaliteli bir kaplama türüdür.  Aluminyum Malzemelerde Kromla veya Sulfirik Asit Anotlama (CAA ve SAA) olarak isimlendirilir. “Elektrolitik sıvısının ismi” CAA ve SAA bir elektrolitik bir işlem olup (galvanik bir prosedürdür) ve yüzey üzerinde oksit örtü (krom veya sülfür oksiti) oluşturur. Bu işlem malzemede korozyon direncini artırdığı gibi malzemeye boyama işlemi öncesi iyi bir yapışma yüzeyi sağlar. Boyama işleminin (eğer boyanacaksa) anotlama işleminden sonra 16 saat içinde uygulanması gerekir. Alüminyum yüzeyler için CAA işlemi AMM chapter 01–02-08’e göre yapılır. SAA işlemi ise chapter 01-02-09 a göre yapılır (A310 için). Anotlama işleminden önce kullanılan temizlik maddeleri zehirli ve tehlikelidir. Bunların kullanımında prosedüre uymak gerekir. .  Titanyum Malzemelerde İnce bir anotlama işlemidir. Galvanik korozyon etkisini azaltır. Kuru yağlayıcıların malzeme üzerindeki yapışma etkisi için iyi bir yüzey oluşturur. Bu işlem titanyumun diğer malzemeler ile temasının olduğu yerlerde ve galvanik etkiyi azaltmak gerektiğinde tatbik edilir. Bu işlemden sonra boyama işlemi yapılacaksa 16 saat içinde tatbik edilmelidir. Titinyum için anotlama işlemi AMM chapter 01–02–10 a göre (A310 için) yapılır. 3.3. Boyama (Painting) Korozyondan korunmak için metallerin organik boya maddeleri ile boyanmaktadır. Boyama işlemi fırça veya püskürtme yolu ile yapılabilmektedir. Boyama ile korozyondan korunma işlemi oldukça sık kullanılan bir işlemdir. Genellikle makine gövdeleri, taşıt kaportaları gibi fazla ısıya maruz kalmayan bölgelerde kullanılan bir yöntemdir. Boyama işlemleri uçak yapılarındaki malzemelerde çok az yer hariç tatbik edilir. Hem gövdenin dış görünüşünü oluşturur hem de altındaki kaplama yüzeyini korumuş SAYFA 65


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ olur. Boyama işlemleri SRM 51-23-10’da yer alır, tamir sonrası yapılan boyama işlemleri için chapter 51-75-10’da yer alır(A310 için). Boyasız olan bölgeler A310 için şunlardır. Slat’ların hücum kenarı ve motor giriş kaportasının hücum kenarı, CRES (korozyon dayanımlı çelikten) yapılan pylon dış yüzeyleri, yolcu ve kargo kapılarının sürtünen kısımlar ve panelleri, APU eksozu, ekipman ve komponentler ( hücum açısı sensörü, statik portlar), yatay stabilizatör etrafındaki sürtünme plakası boyasız olan yüzeylerdir. Diğer tüm yüzeylerin bölge ve yerine göre hangi boya ve usul ile tatbik edilerek kaplanacağı SRM 51-23-10 da bulunabilir. Boyama işlemi iki farklı kat ile tatbik edilir. Birinci kat (Primer coat) korozyon direncini arttırır ve malzemenin ikinci kat boyası için güzel bir yüzey oluşturur. Son kat (Top coat veya finish coat) uçağa gerekli dış görünümü kazandırır ve primer kat boyayı korur.  Boyama İşlemi ( SRM 51–23–10, A310 için ) •

•

•

SAYFA 66

Boyama öncesi işlemler CAA (kromik asit anotlama), wash primer, chemical conversion coating (kimyasal dönüşüm kaplama) ve epoxy coating (epoksi kaplama) uygulanan işlemler arasındadır. Malzeme ve kullanım amacı ve yerine göre bu işlemlerden biri uygulanabilir (SRM prosedürüne göre). İlk kat (Primer coating) boya, Polyurethane (poliüretan) veya epoxy (epoksi) bazlı olup, bir katalizör veya sertleştirici ve gerekirse bir inceltici bileşiminden meydana gelir. Farklı tip koruyucu ilk kat boyalar kromatlı ve kromatsız olanlar şeklinde iki grupta toplanır. Son kat boya (Top coat), polyurethane( poliüretan) bazlıdır. Bir sertleştirici ve gerekliyse bir inceltici bileşimi ile uygulanır. İki farklı uygulaması vardır. Birincisi poliüretan gri son kat boya (Material number 16-002) iç bölgelerde uygulanır. İkinci olarak poliüretan son kat boya (Material number 16-018) ise dış bölgelerde tatbik edilir.


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 4. EMPENANGE (KUYRUK KISMI) Empenange; yatay ve dikey stabilazatörler ile kuyruk konisi kısımlarından oluşmaktadır.

Şekil 4.1: Kuyruk kısmı 4.1.Yatay Stabilizeler Uçağın kuyruk kısmını stabilizatörler ve kuyruk konisi oluşturur. Sağ ve sol yatay stabiliztörler de merkez kısmından ayarlanabilir bir kafes yapısına sabitlenmiştir. Hareket edebilen bu kısım arka basınç bölmesine sabitlenmiş iki pivot sayesinde ayarlanabilir. Yatay stabilizatörlerin firar kenarlarında kumanda yüzeyi bağlantıları vardır. 4.1.1.Yapıları Yatay stabilizatör; sağ ve sol kısımlardan ve merkez kafes yapısından oluşur. Stabilizatör arka spar’ından menteşelidir ve hareket ettirilebilir. Ön ve arka spar’ın gövdeye yakın kısımları levha contalarla kapatılmıştır. Ön spar, hücum kenarını taşırken; arka spar da firar kenarını ve elevatör menteşelerini üzerinde bulundurur. Yatay stablizatör dış tarafında bulunan kaplama sacı, rib’ler, spar’lar ve merkez stabilizatör kafes kirişleri temel yapıyı oluşturur. Stabilizatöre ait dış aerodinamik kısımlar merkez kısma sadece spar’lar üzerinden bağlanır. Bu bağlantıda başka bir yapısal bağlantı parçası kullanılmamaktadır.

SAYFA 67


Y/T:………… REV:


Şekil 4.2: Yatay stabilizatörün yapısı 4.1.2.Kumanda Yüzeyi Bağlantıları Arka spar’ın arka yüzü, elevator menteşeleri ile birleşik olan rib’ler tarafından oluşturulur. Elevator bağlantılarının bulunduğu bu bölge rib’lere bağlanan panellerle kapatılır. Bu panellerin bazıları bakım maksatları için sökülebilir niteliktedir. SAYFA 68


Y/T:………… REV:


Şekil 4.3: Yatay stabilizatör dış taraf ile merkez kafes bağlantısı 4.2.Dikey Stabilizeler Uçağın kuyruk kısmında bulunan dikey stabilizatör ön ve arka spar’ı birbirine bağlayan kaplama sacından ve rib’lerden oluşmuş gövdeye bağlı bir yapıdır. Dikey stabilizatörün firar kenarında kumanda yüzeyi bağlantıları bulunmaktadır. 4.2.1.Yapıları Dikey stabilizatör gövdeden sökülebilir özelliktedir. Stabilizatörün önünde bulunan hücum kenarı da temel yapıdan ayrılabilir. Dikey stabilizatörün alt ön kısmında bulunan dorsal fin (sırt kanatçığı) ayrı bir ünite olarak yapıdan ayrılabilir. Ön ve arka spar’lar, rib’ler ve kaplama dikey stabilizatörün ana yapısını meydana getirir. Stabilizatörün gövdeye olan bağlantısı, ön ve arka spar’larda bulunan fitting’lerle yapılır. Bu bağlantıda başka bir yapısal bağlantı kullanılmamıştır.

SAYFA 69


Y/T:………… REV:


Şekil 4.4: Dikey stabilizatörün yapısı 4.2.2. Kumanda Yüzeyi Bağlantıları Yatay stabilizatörde olduğu gibi dikey stabilizatör arka spar arka tarafı rudder’ı destekleyen rib’ler tarafından oluşturulur. Rudder-stabilizatör bağlantılarının bulunduğu bölge sökülebilen kaplama panelleri ile kapatılmıştır.

SAYFA 70


Y/T:………… REV:


Şekil 4.5: Dikey stabilizatörün rudder bağlantıları 4.3.Kuyruk Konisi Uçağın airfoil yapısını sağlamak için kuyruk konisinin çapı gövdeye göre daha dar bir şekildedir.Bu bölgenin yapısı da uçağın gövde yapısıyla aynıdır.Ek olarak şekilde de görüldüğü (Şekil 4.6) gibi strutlarla desteklenmektedir. Kuyruk konisinin en arkasına bazı uçaklarda APU yerleştirilmiştir ve alt tarafında APU ulaşım kapağı bulunmaktadır. Kuyruk konisinin üzerinde dikey ve yatay stabilizatör bağlantıları bulunmaktadır. Bu kısım uçaktaki basınçlı bölgeden bulkhead ile ayrılmıştır. SAYFA 71


Y/T:………… REV:


Şekil 4.6: Kuyruk konisinin uçaktaki yeri ve yapısı 4.4.Motor (Nacelle), Yangın Duvarları Ve Pylon Bağlantıları Motor nacelleì genellikle aşağıdaki bölümlerden meydana gelir:    

Air İnlet Cowling Fan cowling Thrust reverser cowling Exhaust nozzle

Inlet cowl motor fan fwd case flanşına cıvatalarla bağlanır. Ancak montaj sırasında bağlantı cıvatalarını takmadan önce inlet cowl üzerindeki iki adet index pin motor flanşı üzerindeki karşılıklı olan deliklere geçecek şekilde inlet cowlà oturtulur. Fan cowl`lar motor pylonuna özel menteşelerle (hinges) bağlanırlar. Cowlù sökmek gerektiğinde menteşe civataları sökülür. Sol ve sağ fan cowl`lar alt taraftan 3 veya daha fazla (latch) mandal kilit düzeni ile karşılıklı olarak birbirlerine bağlıdırlar. Motorlar gövdeye ya da kanatlara, pylon veya strut adı verilen motor bağlantı elemanları ile bağlanırlar. Pylon, motoru ilgilendiren tüm pnomatik, elektrik, yakıt ve hidrolik hatlarının geçiş noktasıdır. Pylon’un temel vazifesi motorda ve thrust reverser’da (itki çeviricisi) oluşan yükleri kanatlara veya gövdeye iletmektir.

SAYFA 72


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Pylon’lar kanatlara pylon üst spar’ına bağlı üst bağlantı (upper link) üzerinden pylon alt spar’ına bağlı olan çapraz destek parçası (diagonal brace) üzerinden ve kanat yapısına doğrudan bağlanmış olan pylon bağlantıları (strut fitting) üzerinden tutturulur. Bu yapısal elemanlar, fuse pin (birleştirme pimi) ve fuse bolt (birleştirme cıvatası) olarak bilinen bağlantı elemanları ile ana yapıya bağlanırlar. Ön motor bağlantısı ile arka basınç bölmesi arasında kalan pylon alt parçası paslanmaz çelik ya da titanyum ile imal edilir. Bu yapı, motor sıcak bölgesi ile motor mekanizma ve hatlarını birbirinden ayıran bir fire barrier (yangın duvarı) oluşturur. Hareket edebilen kaporta panelleri pylon’un ön parçasına menteşeler ile tutturulur. İtki çevirici panelleri ise orta pylon bölgesine yerleştirilmiştir.

Şekil 4.6: Nacelle pylon görünüşü ve kısımları

SAYFA 73


Y/T:………… REV:


Şekil 4.7: Pylon’un kanada montaj ve motorun pylon’a montaj bağlantıları 5. GÖVDE SİMETRİSİ AYAR METOTLARI VE SİMETRİ KONTROLLERİ Gövde simetrisi ayar metodları ve simetri kontrolleri ile uçak kanat yüzeyleri ile yatay stabilizer (sıfır konumda iken) arasındaki bilinen belli noktalarının ölçülmesi ve açısal değerlerinin (referans noktasına göre) okunması ile kanatlar ve yatay stabilizer’ın birbirine göre konumu kontrol edilir. Dikey stabilizer’ın açısal konumu kontrol edilir. Simetri kontrolleri ile ayrıca iniş takımlarının gövde simetrileri ve gövde ile konumları kontrol edilir. Yan motorlar da gövde simetri kontrollerinde kontrol edilen bölgelerdir. Yapılan bu ayar ve simetri kontrollerinde kontrol edilen bölge üzerindeki SRM nin vermiş olduğu noktaların (A310 için 51-50-00 ve B727 için 51-60-00) arasında elde edilen ölçüm değerlerinin verilen limit değerleri ile kıyaslanmasıdır. Gövde simetri kontrollerinde ölçülen değerlerdeki sapmalar SRM değerlerini geçiyorsa belirtilen prosedüre göre davranılır. Yapılan bu kontrollerde tespit edilen uygunsuzluklar, uçağın uçuşa elverişlilik iznine engel teşkil edebilir. Simetri kontrolleri uzun işlemlerden meydana gelen farklı prosedürler ile yapılır. Kontrollere başlamadan önce uçağın kapalı bir alanda, sert bir zemin üzerinde (hangar) olması gerekir. Doğru ayar verilerini elde etmek için önemlidir. Açık olan tüm hava sirkülasyon ekipmanları kapatılmalıdır. Uçağın açık olan tüm dış kapıları rüzgârlı havalarda kapalı olmalıdır. Kapalı alan uygun ise uçak rüzgâra burun kısmı gelecek şekilde konumlandırılır. Rüzgâr hızı 35 mph’dan fazla olduğunda uçak yükseltilmez. Ayar SAYFA 74


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ kontrollerini rüzgâr hızı 10 mph’dan az olunca, gece veya gölgede güneş ışığı ve ısısının uçağa etki etmediği durumda ya da bulutlu günlerde sert bir alanda tatbik edilir. Ayrıca uçak defuel (yakıtın boşaltılması) edilir, (B727 için 12-11-00). Ayar kontrolleri, motorlardan biri çalıştığı takdirde ya da uçak güneş ışığına maruz kaldıktan sonra en az bir saat içinde yapılamaz. 5.1. Uçağın Yükseltmek İçin Hazırlanması 

İniş takımlarının yerde açık ve kitlenmiş olmasına bakılır.



Burun iniş takımları kapakları açılır (Kokpit iniş takım kontrol kolu off olmalı).



Ana iniş takımları kapakları açılır (Kokpit iniş takım kontrol kolu off olmalı).



Jack pad’ler yerleştirilir. Pad’leri yerleştirilecekleri yerler SRM’de gösterildiği şekilde olmalıdır.



Jack’lar Manuel’e göre yerleştirilir.



İniş takım takozları alınır.



Park frenleri sürülür.



Plump bob (kontrol şakülü) keel beam üst sol tarafına (ana iniş takım yuvasında) desteğine asılır (Sol iniş takım yuvasında.).



Jack işlemleri için jacklara bir kişi yerleştirilir.



Bir kişi seviye ölçeğine bakarak ana iniş takım yuvasında seviyeyi kontrol eder.

5.2. Uçağın Yükseltilmesi  

SAYFA 75

Uçak iniş takımları verilen yükseklik kadar yerden kesene kadar belirtilen jack noktalarında yükseltilir. Uçak seviyeye alınarak ilgili SRM prosedürleri uygulanır.


Y/T:………… REV:


Şekil 5.1: Uçağın jack noktaları 5.3. Tüm Jackların Kitlenmesi 

Jackların ram lock somunları elle sıkılır.



Ram lock somunlarının ayar vidaları anahtar ile sıkılır.

5.4. Uçak Yüksekliğini Kontrol Etme 

Sol ve sağ kanat üzerinde verilen noktalardaki son değerler okunur ve ortalaması alınır. Burun kısmında belirtilen noktanın değeri okunur.



Belirtilen noktalardaki okunan değerler istenilen değerler ile kıyaslanır.



Eğer yükseklik istenilen yükseklikten fazla ise prosedürüne uygun olarak jacklar indirilir ve uçak tekrar seviyelendirilir.

Şekil 5.2: Leveling cetveli SAYFA 76


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 5.5. Eye-Piece Elevation Hesabı Kanat üzerindeki SRM de belirtilen noktanın son değerlerinin ortalaması kullanılır.  Bu değer ile SRM de belirtildiği şekilde yapılan hesap ile (Bu ortalama değerden sabit bir sayının çıkarılmasıdır.) leveling bar yüksekliği hesaplamış olur. Bu hesaplanan sayı daha sonra yükseklik ölçülürken kullanılır. 5.6. Floor Mark Label’ların Yerleştirilmesi 

Ölçüm yapılacak SRM’nin belirttiği noktalara şakül asılarak şakülün tam altında yere zemin işaret etiketlerinin yerleştirilmesidir. Bu noktalar burun iniş takımı oleo’su, ana iniş takım tow ring’i, motor kaportalarını açarak belirtilen ilgili noktalar ve uçak arka tarafındaki airstair kısmındaki noktalardır.

Şekil 5.3: Floor mark label 5.7. Index Card’In Burun İniş Takım Oleo’su Merkez Çizgisi Üzerine Yerleştirmek İndex card zemin işaret etiketi üzerine yerleştirilerek etiket üzerindeki + işareti ile çakıştırılır. Emniyete almak için üzerine ağırlık ya da bant yardımıyla sabitlenir.

Şekil 5.4: Index card ve floor mark label

SAYFA 77


Y/T:………… REV:


Şekil 5.5: Uçağın aligment kontrol noktaları

SAYFA 78


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 5.8. Theodolite (Teodolit) Yerleştirme ve Ayarlama Teodolit belirli bir noktaya yerleştirilerek, işaretlenen uçak noktalarına ait index card’lar yardımıyla bu noktaların ölçümünde kullanılan bir ölçü aletidir. Belirtildiği noktaya konumlandırılır. Eye piece elevation hesabına göre yüksekliği ayarlanır. Azimuth (Bir noktanın gerçek güney ile arasındaki açı) belirtilen noktaya göre sıfıra ayarlanır.

Şekil 5.6: Teodolitin yerleştirilmesi 5.9. Stabilizer Ayarı Stabilizerin sıfırlama işlemi yapılır. Yatay stabilizer’ın sıfır konumu sağlandığında stabilizer jak screw mekanizmasındaki üst ve alt gimbal merkezleri arasında (B727 için 38,86 ±0,1) verilen ölçü trammel (ölçüye uygun bir çubuk) yardımıyla kontrol edilir. Ölçü stabilizer kontrol kabindeki kumandası da sıfır gösterirken tam ise işlem tamamlanmış olur. Kontrol kabini kumandası sıfırdayken trammel tam ölçü vermiyorsa Stablizer trim kontrol sistemi enerjisi kesilir. Ölçü 38,86 olana kadar elle kumanda verilerek stabilizer ayarlanır. Bu işlemler yapılarak yatay stabilizer’ın yatay konumu sıfıra ayarlanmış olur.

Şekil 5.7: Trammel

SAYFA 79


Y/T:………… REV:


Şekil 5.8: Yatay stabilizer ölçümü 5.10. Yükselme Değerlerini Alma Uçak önceki yapılan tüm işlemler ile yükseklik ölçme ve azimuth ölçme için hazırlanmış olur. Yükseklik değerlerinin ölçülmesi kanat ve yatay stabilizer üzerinde belirtilen noktaların yerden yüksekliğinin 4-6 foot ölçüsündeki cetveller ile ölçülmesidir. Yatay stabilizer için 25 foot ölçüsündeki bir çubuk üzerine 6 foot ölçüsünde cetvel bağlanarak ölçüm yapılır. Bu ölçüm değerlerine eye-piece elevation hesabı eklenerek değerler waterline cinsinden elde edilmiş olur. Ayrıca kanat ve yatay stabilizer üzerinde ölçülen noktardan SRM de belirtilenleri için kendi aralarındaki mesafeleri ölçülerek kaydedilir. 5.11. Azimuth Değerlerini Okuma Teodolit (Üç ayaklı yere konumlandırılan, mercekli bir açısal ölçüm aleti) belirtilen istayona konumlandırılarak yüseklik ve açısal sıfırlama işlemi referans noktasına uygun şekilde yapılır. Teodolit belirtilen gövde kanat ve stabilizer üzerindeki noktaların azimuth (Bir noktanın gerçek güney ile arasındaki açısal ölçü) değerleri ölçülerek kaydedilir. Ölçüm yapılırken, ölçülecek noktaların şakül ile yere konulan işaretleri kullanılarak noktaların azimuth’ları ölçülür. Yatay stabilizer sıfır konumunda olmalıdır.

SAYFA 80


Y/T:………… REV:


Şekil 5.9: Kanat ve stabilizer azimuth ölçümü 5.12. İniş Takımları Simetri Kontrolü Uçak jack’ a alınmış ve seviyelendirilmişken iniş takımları simetrisi kontrol edilir. BL 0 bir tebeşir ile yere çizilir. BL 0,00 ile iniş takımlarının tow ring merkezi arasındaki mesafe ölçülür. Ölçüm için tow ring lere takılan plump bobs (şaküller) kullanılır. Sol ve sağ ölçüleri arasındaki fark 1 inch ölçüyü geçemez. Ayrıca simetri kontrollerinde teodolitin yerleştirildiği noktaya (B727 için BL 0,0 BST 1324) olan mesafeleri ölçülür. Sol ve sağ iniş takımları için aradaki fark 1 inch ölçüden fazla olamaz.

SAYFA 81


Y/T:………… REV:


Şekil 5.10: tutucu

SAYFA 82

MLG Şakül tutucu


Şekil 5.11: NLG şakül

Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Burun iniş takımının merkezi ile BL 0 arasındaki mesafe ölçülür. Burun iniş takımı ± 0,20 inch ölçüde merkezlenmiş olmalıdır. Ve burun iniş takımının merkezi ile A noktası (B727 için BL 0,0 BST 1324) arasındaki ölçü ±0,40 inch toleranslı olmalı.

Şekil 5.12: MLG simetri kontrol

Şekil 5.13: NLG simetri

kontrol 5.13. Yan Motorların Boyuna Eksende Kontrolü Yan motorların BL 0 ile arasındaki ölçüm yapılarak simetrileri kontrol edilmiş olur. Bu ölçümlerde motorların kaportası açıldığında görülebilen noktaların (SRM’de belirtilen) izdüşümleri yere taşınarak bu noktaların ile BL 0 arasındaki ölçü alınır.

SAYFA 83


Y/T:………… REV:


Şekil 5.14: Yan motorların kontrolü

SAYFA 84


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 5.14. Dikey Stabilizer Azimuth Değerleri Dikey stabilizer azimuth ölçümü için teodolit bakışı 180º çevrilir ve rudder firar kenarı fairing merkezinde takılı olan şakül ile yere işaretlenmiş marker label (işaret etiketi) ölçülür. Ölçülen azimuth değeri ile dikey stabilizer’ın uçak merkezinin sol veya sağ tarafına olan kayması tespit edilir.

Şekil 5.15: Dikey stabilizer azimuth ölçümü 5.15. Ölçümler Sonrası Ölçümler için uçak üzerinde yapılan işlemler Manuel e göre normal konumuna getirilir. Yapılan ölçümler SRM de verilen değerler ile kıyaslanarak limitler kontrol edilir. Kontrol edilen ölçülerin kıyaslanacağı referans değerleri uçağın fabrikada yapılan sıfır uçuş sayısındaki değerlerdir. Bu değerler kontrol edileceği zaman veya büyük bakımlar sonrasında yapılan simetri ve ayar kontrollerinde kullanılır. Ölçümlerdeki farklılıklar uçuşa elverişlilik için engel teşkil etmeyebilir. Bu farklılıklar normal ya da normal olmayan servis yükleri ile meydana gelir. Ya da yanlış yerleştirilmiş bir yapı hatalı ölçümlere sebep olabilir. Bu ölçümler ve uçak yapısındaki başka unsurlar (Manuel de bahsedilen) dikkate alınarak uçağın uçuş emniyeti kontrol edilmiş olur.

SAYFA 85


Y/T:………… REV:


1.3 Gövde Yapıları ve Uçaklar

SAYFA 86


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1. FUSELAGE 1.1. Gövde Yapılarında Basınçlı Bostikleme (Sealing) Sealing günümüz uçaklarında önemli bir işlemdir. Yakıt kaçaklarını önlemek, korozyondan korunmak ve dış yüzeylerdeki pürüzsüz süreksizliklerin doldurulması gibi performansa etkiyen önemli yerlerde kullanılır. Yakıt tankı sealing’i önemlidir çünkü yakıt sızıntısı güvenlik unsurudur ve uçuşa engeldir. Korozyon önleme için seal yapılmadığı takdirde ise büyük bakımlara yol açar. Sealing işlemi, gazları veya sıvıları belirli bir alana hapseder ya da istenmeyen alanlardan uzak tutar. Sealing sıvının nüfuz edeceği yapısal dehlizleri kapatarak geçişi önler. Seal’ler bu yerlerde ıslak akıcı macun kıvamında uygulanır ve donmuş halde yapışarak kauçuk katıyı şekillendirir. Sealing işlemleri tatbik edilen yerler şunlardır: Yakıt tankları, basınçlı alanlar, çevresel alanlar (harici yüzeylerde), korozyon alanları (farklı metaller arasındaki korozyon ve ıslak bölgelerde), elektriksel alanlar, ateşle temas eden yüzeyler, asit alanlar, sıvının hapsedilmesi istenen yerlerde (galley ve lavabolar) kullanılır. Sealing işlemleri “BAC 5000 Genel Sealing Yöntem Şartnamesine “ uygun olarak tatbik edilmelidir. Seal’ler Fillet seal’leri, Enjeksiyon seal’leri, Kontak yüzey seal’leri, Paketlenmiş seal’ler ve Fırça ile tatbik edilen seal’ler olarak çeşitli şekillerde uygulanırlar. Sealler yapı olarak -65F ile 160F arası sıcaklıklarda ve 11 lb/in2 lik basınç farklılıklarında yapısal ısı farklılıklarına dayanabilen yapılardır. Basınçlı sealing (bostikleme) gerekli olan kabin basıncının muhafaza edilmesi için gövde yapısının seallenmesidir. Basınçlı bölgeler için bu işlem gövde yapı elemanlarının birleşme açıklıklarında ve gövde üzerindeki bağlantı elemanları ile gövde sacı arasındaki boşlukların doldurulmasıyla yapılır.

Şekil 1.1: Yüzey kontak seali

SAYFA 87


Y/T:………… REV:


Şekil 1.2: Fillet seali

SAYFA 88


Y/T:………… REV:


Şekil 1.3: Gövde üzerinde tipik bir seal

Şekil 1.4: Yakıt tankı seali

SAYFA 89


Y/T:………… REV:


Şekil 1.5: Basınçlı seal

SAYFA 90


Y/T:………… REV:


Şekil 1.6: Gövde bağlantı elemanları seali

Şekil 1.7: Yapı üzerinde seal bölgeleri SAYFA 91


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ (X taralı bölgeler basınçlı sealler, basınçlı sealler kabin üzerindedir.) 2.İniş Takımları, Uçuş Kumanda Yüzeyleri, Flap, Slat Ve Spoiler Bağlantıları Temel uçuş kumanda yüzeyleri aileron, rudder ve elevatordür. Aileronlar kanat ucunda bulunan, arka sparà menteşelenmiş ana uçuş kumanda yüzeylerinden biridir. Rudder, dikey stabilizatör arka spar`ında bulunan rib`ler üzerinden mafsallıdır. Rudder menteşe bağlantıları ön spar’ı üzerindedir. Elevatör menteşeleri ise yatay stabilizatör bağlantı rib`leri ile elevatör ön sparı arasındadır.

Şekil 2.1: Aileron ve balans paneli

SAYFA 92


Y/T:………… REV:


Şekil 2.2: Rudder baglantı noktaları

SAYFA 93


Y/T:………… REV:


Şekil 2.3: Elevatör bağlantı noktaları İniş takımlarında dışta bir silindir ve onun içerisinde hareket eden bir piston bulunur. Dış silindir uçak yapısına; piston da tekerleklere bağlıdır. Piston ile silindir birbirine dıştan bir torsion link (dönü makası) ile bağlanmıştır. Ana iniş takımları ise uçağa keel beam (omurga kirişi) üzerinden irtibatlandırılmıştır. Flaplar kanat firar kenarı altında bulunan flap track`lara (flap rayları) bağlanmıştır. Ayrıca her bir flap carriage`lerle birbirlerine tutturulmuştur ve flap nose link`lerle bağlantı kuvvetlendirilmiştir. Slatlar kanat hücum kenarı altında bulunan track`larla kanadın ön kısmına bağlanmıştır. Spoilerler kanat arka sparına muhtelif sayıda menteşe ile kanat yapısına yataklandırılmıştır.

SAYFA 94


Y/T:………… REV:


Şekil 2.4: Hücum kenarı fapları yerleşimi

SAYFA 95


Y/T:………… REV:


Şekil 2.5: Firar kenarı flapları yerleşimi

SAYFA 96


Y/T:………… REV:


Şekil 2.6: Spoiler yerleşimi ve görünüşü 3.Kumanda Yüzeyi Bağlantıları Arka spar’ın arka yüzü, elevator menteşeleri ile birleşik olan rib’ler tarafından oluşturulur. Elevator bağlantılarının bulunduğu bu bölge rib’lere bağlanan panellerle kapatılır. Bu panellerin bazıları bakım maksatları için sökülebilir niteliktedir.

Şekil 3.1: Yatay stabilizatör dış taraf ile merkez kafes bağlantısı 3.1 Kumanda Yüzeyi Bağlantıları SAYFA 97


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Yatay stabilizatörde olduğu gibi dikey stabilizatör arka spar arka tarafı rudder’ı destekleyen rib’ler tarafından oluşturulur. Rudder-stabilizatör bağlantılarının bulunduğu bölge sökülebilen kaplama panelleri ile kapatılmıştır.

Şekil 3.2: Dikey stabilizatörün rudder bağlantıları SAYFA 98


Y/T:………… REV:


4. Motor (Nacelle), Yangın Duvarları Ve Pylon Bağlantıları Motor nacelleì genellikle aşağıdaki bölümlerden meydana gelir:    


Inlet cowl motor fan fwd case flanşına cıvatalarla bağlanır. Ancak montaj sırasında bağlantı cıvatalarını takmadan önce inlet cowl üzerindeki iki adet index pin motor flanşı üzerindeki karşılıklı olan deliklere geçecek şekilde inlet cowlà oturtulur. Fan cowl`lar motor pylonuna özel menteşelerle (hinges) bağlanırlar. Cowlù sökmek gerektiğinde menteşe civataları sökülür. Sol ve sağ fan cowl`lar alt taraftan 3 veya daha fazla (latch) mandal kilit düzeni ile karşılıklı olarak birbirlerine bağlıdırlar. Motorlar gövdeye ya da kanatlara, pylon veya strut adı verilen motor bağlantı elemanları ile bağlanırlar. Pylon, motoru ilgilendiren tüm pnomatik, elektrik, yakıt ve hidrolik hatlarının geçiş noktasıdır. Pylon’un temel vazifesi motorda ve thrust reverser’da (itki çeviricisi) oluşan yükleri kanatlara veya gövdeye iletmektir. Pylon’lar kanatlara pylon üst spar’ına bağlı üst bağlantı (upper link) üzerinden pylon alt spar’ına bağlı olan çapraz destek parçası (diagonal brace) üzerinden ve kanat yapısına doğrudan bağlanmış olan pylon bağlantıları (strut fitting) üzerinden tutturulur. Bu yapısal elemanlar, fuse pin (birleştirme pimi) ve fuse bolt (birleştirme cıvatası) olarak bilinen bağlantı elemanları ile ana yapıya bağlanırlar. Ön motor bağlantısı ile arka basınç bölmesi arasında kalan pylon alt parçası paslanmaz çelik ya da titanyum ile imal edilir. Bu yapı, motor sıcak bölgesi ile motor mekanizma ve hatlarını birbirinden ayıran bir fire barrier (yangın duvarı) oluşturur. Hareket edebilen kaporta panelleri pylon’un ön parçasına menteşeler ile tutturulur. İtki çevirici panelleri ise orta pylon bölgesine yerleştirilmiştir.

SAYFA 99


Y/T:………… REV:



SAYFA 100


Y/T:………… REV:


Şekil 4.2: Pylon’un kanada montaj ve motorun pylon’a montaj bağlantıları

SAYFA 101


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 5. KOLTUK YERLEŞİMLERİ VE KARGO YÜKLEME SİSTEMİ Uçak yapısı içersinde koltuk yerleşimleri ve kargo yükleme sistemini anlatmadan önce uçak üzerinde sistem yerleşimlerini tanımak gerekir. Şekil 5.1. de Cokpit (Uçuş kabini), Passenger compartment (yolcu kabini), FWD Cargo compartment (Ön kargo), AFT Cargo compartment (arka kargo), Bulk Cargo compartment (yığma kargo) ve avionics compartment (Elektrik, elektronik komprtmanı) olarak görülmektedir.

Şekil 5.1: Yapı yerleşimleri 5.1. Koltuk Yerleşimleri Koltuk yerleşimleri iki bölümde incelenecektir. Birinci bölümde kokpit koltuk yerleşimi, ikinci bölümde ise yolcu kabini koltuk yerleşimleri anlatılacaktır. 5.1.1. Kokpit Yerleşimi Kokpit koltuk yerleşiminde üç veya dört koltuk bulunur. Uçak tipine göre kokpit koltuk sayısı değişir. Kokpit içersinde üç koltuk yerleşimi standart olup dördüncü koltuk isteğe bağlıdır. Bu koltuklar kaptan (Captain) koltuğu, yardımcı kaptan (First Officer) koltuğu ve gözlemci (müşahit) (Occupant) koltuğudur. Dördüncü olarak bir ikinci gözlemci koltuğu mecbur olmasa da bulunabilir. Şekil 5.2 de bu koltukların yerleşimi görülmektedir.

SAYFA 102


Y/T:………… REV:


Şekil 5.2: Kokpit yerleşimi 5.1.2. Yolcu Kabini Yerleşimi Yolcu kabinindeki koltuk yerleşimleri uçak tipine göre farklı konfigürasyonlarda olabilir. Bunlar genellikle ekonomik tip, birinci sınıf ve ekonomik tip karışık ve yüksek yoğunluklu tip koltuk dizilişleridir. Şekil 5.3 de bu koltuk yeleşimleri görülmektedir.

Şekil 5.3: Yolcu kabini koltuk yerleşimi (a320) Şekil 5.3. A320 nin koltuk konfigürasyonlarıdır. Basic All Economy (Temel Tüm Ekonomik) tip için ekonomik tip koltuklar 32 inch mesafe ile dizilmiştir. Typical Mixed Class (Tipik Karışık Sınıf) dizilişte ön kısımda birinci sınıf koltuklar, arkasında ise ekonomik sınıf koltuklar yer alır. Birinci sınıf koltuklar 36 inch mesafe ile dizilirken, ekonomik koltuklar 32 inch mesafe ile dizilmişlerdir. High Density (Yüksek Yoğunluk) tip dizilişte ise koltuklar 30 inch mesafe ile daha fazla koltuk sayısı için yakın olarak dizilirler.

SAYFA 103


Y/T:………… REV:


Şekil 5.4: Yolcu kabini koltuk yerleşimi (a340) Şekil 5.4 te ise A340 tip airbus uçağının değişik tip koltuk dizilişleri görülüyor. Sırasıyla tipik sınıf, hepsi ekonomik ve bileşik versiyon koltuk dizilişleri bulunmaktadır. Tipik sınıfta ön tarafta birinci sınıf koltuk dizilişinde 6 koltuk, arkasında busines sınıfta 7 koltuk ve en arkadaki ekonomik sınıfta 8 koltuk dizilidir. Hepsi ekeonomik sınıf dizilişte ise tüm koltuklar 9 sıradır. Şekil 5.5 te ise koltuk dizilişinin ön görünüşü görülüyor.

Şekil 5.5: Yolcu kabini koltuk yerleşimi (A340) Koltuk yerleşimleri ile birlikte kullanılan koltuk tipleri de değişiklik gösterir. Şekil 5.6 koltuk dizilişlerinin alternatiflerini göstermektedir. Bu alternatiflere ait koltuk tipleri de diğer şekillerde gösterilmiştir. Şekil 5.6 da A,B ve E tipi uçuş ekibi koltuklarıdır. C ikili ekonomik sınıf, D üçlü ekonomik sınıf, F ekonomik sınıf tekli, G birinci sınıf üçlü koltuk, H ise birinci sınıf ikili koltuktur.

SAYFA 104


Y/T:………… REV:


Şekil 5.6: Koltuk tipleri

Şekil 5.7: C tipi koltuk

Şekil 5.9: F tipi koltuk

Şekil 5.10: G Tipi koltuk

Şekil 5.8: D tipi koltuk

Şekil 5.11: H tipi koltuk

Koltukların diziliş şekli ne olursa olsun yer döşemesine bağlanışları çabuk sökülebilir bir bağlantıdır. Hepsi yer döşemesine aynı şekilde bağlanır. Koltuklar döşeme üzerinde bulunan seat track (Koltuk rayları) yardımıyla kolay şekilde sökülüp takılarak farklı tip dizilişlere dönüştürülebilir. Koltukların yere bağlanışları şekil 5.12 ve 5.13 de görülüyor. SAYFA 105


Y/T:………… REV:


Şekil 5.12: Koltuk bağlantısı bağlantısı

Şekil 5.13: Koltuk

5.2. Kargo Yükleme Sistemi 5.2.1. Kargo Bölümleri ve Kapasiteleri Hem yolcu hem de kargo taşıyan tip uçaklarda kargo bölmeleri yolcu kompartmanın altında yerleştirilmiştir. Bu kargo bölmeleri merkez kanat bölgesinde yer alan ana iniş takımı yuvasının ön ve arka tarafında olacak şekilde ikiye bölünmüştür. Ana iniş takım yuvası kargo bölmesini ikiye ayırır. Ön taraftakine ön kargo (Forward Cargo Compartment), arka tarafta kalan bölmeye ise arka kargo (Aft Cargo Compartment) denir. Ayrıca arka kargo ile aynı bölümde yer alan, yığma kargo (Bulk Cargo Compartment) bölümü mevcuttur. Şekil 5.14 de uçakta yer alan kargo bölümleri görülüyor.

Şekil 5.14: Kargo bölümleri (A320) Gövdenin alt kısmında yer alan kargo için yine uçağın alt kısmında ve sağ tarafında (Servis tarafı) kargo kapıları yer alır. Biribirinin benzeri şekilde açılan ön ve arka kargo kapıları şekil 5.15 te görülüyor. Bulk kargo kapısı ise opsiyonel olarak bulunur. SAYFA 106


Y/T:………… REV:


Şekil 5.15: Kargo kapıları (A320) A340 tip uçak için kargo bölümleri ve kargo kapıları Şekil 5.16 ve 5.17 da görülüyor.

Şekil 5.16: Kargo bölümleri (A340)

Şekil 5.17: Kargo kapıları (A340) Bulk kargo ile aft kargo aynı bölümde olmasına rağmen faklı yükleme kapıları olabilir. Birbirlerinden ağlar yardımıyla ayrılırlar. SAYFA 107


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Ön kargo bölümünde yarı otomatik elektriki bir kargo yükleme sistemi mevcuttur. Konteynerler (Container) ve paletler (Pallet) içindir. Ön kargonun içyapısı Şekil 5.18 de görülmektedir. Arka Kargo bir ağ ile bölünmüştür. Bölünen kısım bulk kargoyu oluşturur. Ön kargo bölümü gibi yarı otomatik kargo yükleme sistemi mevcuttur. Container ve Pallet’ ler içindir. Bulk (Yığma) kargo bölümü yığma yüklerin yani konteyner veya paletler şeklinde olmayan yükler için tasarlanmıştır. Bu yük tipleri yolcu çantaları ve canlı hayvan olabilir. Sökülebilir bir ağ ile arka kargodan bulk ayrılabilir. Bu ağın serviste sarkmaması için gergi elemanları ile gerilmiştir. Büyük paketler arka kargonun kapısından geçirilerek bulk kargo bölümüne alınabilir. Ayrıca bulk kargonun içinde de yüklerin istifi için iç ağ bölmeleri mevcuttur. Şekil 5.19.

Şekil 5.18: Ön kargo (Konteyner ve paletle yükleme)

SAYFA 108


Y/T:………… REV:


Şekil 5.19: Bulk kargo ve ağ bölmeleri (Yığma yükleme) Yarı otomatik kargo yükleme sistemi kullanılan ön ve arka kargo bölümlerinde yüklemeler değişik ölçü ve ebatlarda konteyner veya paletler ile yapılır. Bunlara UDL (Unit Load Device) denir. Kargo içersinde tam ölçü konteyner, yarım ölçülü konteynerler veya konteyner/palet karışık yükleme şekilleri bulunur. A320 için arka kargo 4 ULD alırken, ön kargo 3 ULD kapasitededir.

Şekil 5.20: Ön kargo yük kapasitesi ( A340 )

Şekil 5.21: Arka kargo yük kapasitesi ( A340 ) 5.2.2. Kargo Yükleme Sistemi Yarı otomatik kargo yükleme sisteminde bir kontrol panelinden verilen kumandalar ile yük konteyner ve paletleri kargo girişinden itibaren kargo zemine yerleştirilmiş makara SAYFA 109


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ sistemleri vasıtası ile taşınır ve yükleme noktasında konteyner veya paletler kilitlenerek emniyete alınır. Bu yükleme sisteminin elemanlarını sırayla açıklayarak görevlerinden bahsedeceğiz. 

Ball Mats

Ball mat’ler kargo kapağının girişinde zemine döşenmiş bilyalı plakalardır. Üzerindeki deliklere bilyalar yuvalandırılmış olup kargo yükünün otomatik kargo sistemine yüklenirken kolayca kaydırılması sağlanır. Ball matlerin şekilleri şekil 5.22 ve 5.23 de görülüyor.

Şekil 5.22: Ball mats

Şekil

5.23:

Ball mats Ball matler kargo girişindeki her iki tarafta bulunan giriş klavuzlarının (Entrance guides) aresında tüm yüzeyde bulunur. Kargo yük birimlerini yanal ve boyuna hareket ettirmek için kullanılırlar. 

Rollers

Roller track’lar (Makara rayları) ön ve arka kargonun merkez çizgisi üzerinde bulunurlar. Üzerlerinde takılı olan makaralar bulunmaktadır. Roller Track’lar sayesinde Unit Load Device (Yük Birimleri ) kargo içersinde boyuna (Arkadan öne doğru) hareket yapabilirler. Kılavuz makaraları olarak da kapı eşikleri ve hatların hasarlanmasını önlemek için ayrıca kullanılırlar. Şekil Roller

SAYFA 110


5.24:

Y/T:………… REV:


Door Sill Latches

Kapı eşiklerinde kullanılan mandallardır. Her iki kargonun da eşiğinde bulunur. Bu eşik mandallarında aynı zamanda bir manuel kumandalı YZ mandal, bir y- mandal, bir kılavuz makara ve bir limit switch’ i bulunur.



Şekil 5.25: Door sill latch YZ- Latches

YZ-mandallar kargo kompartmanın yan duvarlarında bulunan kargo frame’leri üzerinde çok sayıda bulunurlar. Bazılarında taşıma makaraları da bulunabilir. A320 uçak tipinde ön kargoda 12 tane taşıma makaralı YZ mandal ve 3 tane sabit YZmandal bulunur. Arka kargoda ise 18 taşıma makaralı YZ mandal ve 3 tane sabit YZ mandal bulunur.

Şekil 5.26: YZ- latch (Fixed ve tranport roller tip) 

XZ- Latches

XZ mandallar A320 için ön kompartmanda 2 tane arka kompartmanda 3 tane kullanılır. Unit Load Device’ı (kargo yük birimlerini) kilitlemek için kullanılır.



Şekil 5.27: XZ- latch Entrance Guides Kargo girişinde sol ve sağ olmak üzere her iki tarafta bulunurlar. Kargo yük birimlerini ball mat’ler üzerinde taşınması için kapı eşiğinden sonra kılavuzluk yapan makaralı elemanlardır. Yük birimlerine yan tarfların destek olarak ball mat üzerine doğru düzgün şekilde taşınmalarını sağlayan elemanlardır.

SAYFA 111


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Şekil 5.28: 

Entrance guides

Y-

Guide Guide elemanları Y ekseninde yapan elemanlardır. Yük ball mat’ler üzerinde tutmak için ileri ucuna takılmış makaralı

Ykılavuzluk birimlerini ball mat’in kılavuz elemanıdır.

Şekil 5.29 : Y- guide 

Power Drive Units

Elektrik kumandalı güç hareket ünitesi makaralı bir yapıdır. Makarası elektrik enerjisini kullanarak kendi kendine dönmesini sağlayan bir motora sahiptir. Yük taşıma birimlerini kargo zeminindeki makaralı kızaklar üzerinde hareket ettirebilmek için kullanılırlar. Birer tanesi kargo girişindeki ball mat yüzeyinde olmak üzere kargo hattında ön kargo için 4 ve arka kargo için 5 tane power drive unit bulunur.

Şekil 5.30 : Power drive unit Şekil 5.31 da ise Power drive unitin iç yapısı ve elemanları görülmektedir.

SAYFA 112


Y/T:………… REV:


Şekil 5.31 : Power drive unit 

End Stops

End stop’lar makaralı kızakların sonunda bulunurlar. End stoplar yük taşıma birimlerini kilitlerler.

Şekil 5.32: End stop

SAYFA 113


Y/T:………… REV:


Şekil 5.33: Kontrol paneli Control Panels Kumanda paneli yarı otomatik kargo yükleme sisteminin çalıştırılması için kullanılır. Üzerinde kumanda anahtarları ve kolu bulunur. Kargo kapısı üzerindedir.

Şekil 5.34: Kargo iç yapısı SAYFA 114


Y/T:………… REV:


6. KAPILARIN YAPISI, MEKANİZMALARI, ÇALIŞMA VE EMNİYET TERTİPLERİ Uçağın çeşitli bölümlerine ulaşımı sağlayan kapılar sökülebilir ünitelerdir. Kapılar, passenger/crew doors (yolcu ve ekip kapıları), emergency exits (acil çıkışlar), cargo doors (kargo kapıları), access doors (erişim kapıları), service doors (servis kapıları) ve fixed interior doors (sabit iç kapılar) olmak üzere altı gruba ayrılır. Bir kapı uyarı sistemi, ekibe kapıların kapatıldığını ve tamamen kilitlendiğini gösterir. Ana ve burun iniş takımları için de kapaklar mevcuttur. Kapı etrafı ve yapısı hava kaçaklarını önlemek için lastik contalarla donatılmıştır. Kötü hava koşulları altında bir kapının uzun bir süre açık kalması gerekiyorsa; uçak içinde hasar meydana gelmemesi için koruyucu kaplamalar kullanılır. Yolcu ve ekip kapıları, hızı 40 knot’a kadar çıkabilen hava akımında açılabilir, hızı 65 knot’a kadar çıkabilen hava akımı altında açıkta kilitli tutulabilir.

Şekil 6.1: Uçakta kapı yerleşimi

SAYFA 115


Y/T:………… REV:


Şekil 6.2: Uçakta kapı yerleşimi 6.1. Passenger/Crew Doors (Yolcu / Ekip Kapıları) Yolcu/ekip kapıları, forward entry door (ön giriş kapısı), aft entry door (arka giriş kapısı) ve door mounted evacuation slides (kapıya bağlı boşaltma kızakları) olarak üç çeşit kapıdan oluşur. 6.1.1. Entry Doors Giriş kapıları, gövdenin ön sol ve arka sol tarafında bulunan, iç taraf-dış taraf açılan, tapa tip kapılardır. Kapı açıldığında, kapı ön tarafında bulunan üst ve alt menteşe donatıları kapıyı destekler. Kapı, uçağın içinden ya da dışından açılabilir.

SAYFA 116


Y/T:………… REV:


Şekil 6.3: Kapının iç taraftan açılması Kapı, ortasında bulunan kol üzerinden, el ile açılır. Kapı yapısı içinde bulunan mekanizma, makara kilitleri serbest bırakır ve kapının iç tarafa doğru hareket etmesini sağlar. Bu aşamadan sonra kapı el ile dışarı doğru açılabilir. Kapı sonuna dek açıldığında, bir kilit mekanizmasının devreye geçirilmesi ile kapı açıkta kilitlenir. Kapı ağzında bulunan merkezleme kılavuzu sayesinde kapı açılırken belirli bir hareketi takip eder. Kapı kapatılıp yolcu kompartımanı basınçlandırılmaya başlandığında çerçevede bulunan kapı limitleri ile kapı yapısında sabitlenmiş olan ayarlanabilir limit pimleri temasa geçer. Basınç etkileri ile contaların zarar görmesini önlemek amacıyla kapı üzerinde biriken yükler bu limitler ile uçak gövde yapısına iletilir. Kapı gövdesinin üst ve alt kısımlarına menteşeli birer flap yerleştirilmiştir. Kapı kapatıldığında, kapı menteşeleri etrafında bulunan açıklıkların kapatılması bu flap’lar tarafından gerçekleştirilir. Kapının bu bölgelerinde su boşaltımları mevcuttur. Kapı yapısı ve çerçevesinde kapı uyarı sistemine ait bir uyarı şalteri bulunur. Kapı açma-kapatma işlemlerinde kapı kontrolünün kolaylaştırılması için yardımcı kollar kullanılır.

SAYFA 117


Y/T:………… REV:


Şekil 6.4: Kapının dış taraftan açılması 6.1.2. Kapı Açma-Kapama İşlemleri Açma işleminden önce escape slide kolu disarmed konumuna getirilir ve pimi takılır. Disarmed konumuna alınmazsa kapı açılınca slide da birlikte açılır. Kapılar, iç taraftan kolun saat yönü tersine döndürülmesi ile açılır. Kolun döndürülmesi ile, ona bağlı olan kam plakası açısal hareketi mandallama krankına iletilir. Mandal krankının uçlarına bağlı olan mandallama rotları hareket eder ve kapı kilitlerden kurtulup içeri doğru hareket eder. Kapı içeri hareket ettikten sonra, uyarı şalteri devreye girer ve kapı uyarı lambası yanar. Kolun çalıştırmış olduğu mandal rodları, üst ve alt taraflarda bulunan flap’ları da içeri hareket ettirir. Kolun 180°’lik hareketi neticesinde kol limitlerine dayanmış ve kapı sonuna dek içeri girmiş olur. Kolun son hareketlerinde tetikleme krankı çalışmaya başlar ve kapının dışarı doğru açılmasını sağlayan menteşeler çalışmaya başlar. Kapı bu aşamadan sonra merkezleme kılavuzu üzerinde serbestçe hareket ettirilebilir. Bu hareket için kapı, yardımcı kollarından tutulup dışarı doğru itilmelidir. İtme sırasında, merkezlemeye yardımcı olan radüs kolu, kapının dönerek açılmasını sağlar. Bu kol sayesinde kapı sonuna kadar açıldığında yaklaşık olarak 180° dönmüş olur. Kapı, açıkta kilitlenirken kapı kolu otomatik olarak saat yönünde 45° döner. Bu hareket neticesinde tüm mekanizma kilitlenir. Kapı uçak dış yüzeyine paralel hale gelince, limitler temasa geçer ve böylece kapının daha fazla SAYFA 118


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ hareket etmesi önlenmiş olur. Kapı, dış taraftan açılırken ise öncelikle kol dışarı doğru çekilmeli ve saat yönünde döndürülmelidir.

Şekil 6.5: Kapı mekanizması

SAYFA 119


Y/T:………… REV:


Şekil 6.6: Kol mekanizması Kapı kapatılırken, kapı kilit ayırma koluna basılarak kapı kilitten kurtarılır. Yardımcı kollardan tutularak kapı çekilirken kol, tam açık konumuna geri gelir. Merkezleme kılavuzu sayesinde içeri düzgünce gelen kapı, kol saat yönüne döndürülerek dışarı doğru hareket eder. Hareketi sonunda kapının kilit makaraları kilitlenerek kapı kapatılmış olur. 6.2. Emergency Exit Hatch (Acil Çıkış Kapısı)

SAYFA 120


Y/T:………… REV:


Şekil 6.7: Acil çıkış kapısı Yolcu kompartımanının acil bir durumda boşaltılması için bu kapılar kullanılır. Acil çıkış kapıları tapa tip olup kanat üzerinde konumlandırılmışlardır. Çıkış kapıları uçağın içinden ya da dışından açılabilir. Kapı, pencere üstündeki ayırma kolu ile açılır. Kapı dışarıdan açılırken açma paneli üzerine bastırılır ve kapı kilitleri serbest kalır. Bu durumda, kapıyı iç taraftan tutacak bir yardımcı olmalıdır. Kapak içeriden açılacağı zaman, ayırma kolu aşağı doğru çekilir ve kilitler ayrılır. Kapı sağlamca tutularak içeri alınır.

SAYFA 121


Y/T:………… REV:


Şekil 6.8: Acil çıkış kapısının iç taraftan açılması 6.3. Cargo Compartment Doors Kargo kompartımanı kapıları gövdenin alt sağ tarafına yerleştirilmiştir. Bu kapılar tapa tipte olup içeri doğru açılmaktadır. Üzerindeki menteşeler, kapının el ile yukarı doğru açılmasını sağlar. Bu kapılar, kargo yüklemesi ve kargo bakım işlemleri için ve ayrıca oksijen tüplerine erişimi sağlamak için kullanılır.

SAYFA 122


Y/T:………… REV:


Şekil 6.9: Kargo kapısı Her kapı, alüminyum yapıda imal edilmiş olup içinde web’ler ve stiffener’lar bulunur. Merkezleme mekanizmaları ve makaralarla kapı hareket ettirilir ve kilitlenir. Kapı etrafı devamlı bir conta ile çevrelenmiştir. Bu conta, hava kaçaklarını önler. Kapı üzerinde biriken basınçlandırma yükleri limitler üzerinden uçak gövde yapısına iletilir. Her kapıda birer dengeleme mekanizması vardır. Mekanizma, kapının kendi ağırlığından dolayı düşmesini önler. Dış kapı kolu, kapı yüzeyi ile aynı seviyededir. Kapıyı dıştan açmak için bu kolun dışarı çekilmesi ve saat yönü istikametinde döndürülmesi gerekir. Kolun döndürülmesi yapı içindeki tüpleri çevirir ve kilit makaraları hareket eder. Makaraların hareketi ile kapı kilitten kurtulur ve içeri doğru hareket eder. Denge mekanizması gerginliği altında kapı açılabilir. Mandallar hareket edip kapı kilitten kurtulduğu zaman, uyarı şalteri devreye girer ve kokpitte uyarı ışığı yanar. Kapı kapatılırken ise kapının yanında duran çekme halatı çekilerek kapı kolu tutulur ve kapı sonuna dek çekilip kol saat yönüne döndürülerek kapı aşağıda kilitlenir. SAYFA 123


Y/T:………… REV:


Şekil 6.10: Kargo kapısının kapatılması 6.4. Service Doors 6.4.1. Galley Service Doors (Mutfak Servis Kapıları) Giriş kapıları ile benzer özelliklere sahip olan bu kapılar gövdenin sağ tarafında bulunurlar. Bu kapılarda da bir üst ve bir alt menteşe bulunur. Her bir servis kapısı içten veya dıştan açılabilir. Kapıyı açmak için açma kolunun döndürülmesi gerekir. Ön ve arka servis kapıları benzer yapıdadır.

SAYFA 124


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 6.4.2. Air Conditioning Access Doors (Hava Koşullandırma Erişim Kapakları) Hava koşullandırma kapakları, soğutma pack’leri için erişim sağlar. Bu kapaklar her bir pack’in altına, gövdenin alt kısmına yerleştirilmiştir. Kapakların kapattığı bölge basınçsızdır. Hava koşullandırma kapakları yapısal olarak benzerdir. Kapaklar yapıya menteşelerle tutturulmuştur. Kapak malzemesi kompozittir. Kapağın kilitlenmesi, kapak çevresinde bulunan kilitlerle yapılmaktadır.

Şekil 6.11: Hava koşullandırma erişim kapakları 6.4.3. Lower Nose Compartment Access Door (Alt Burun Kompartımanı Erişim Kapağı)

SAYFA 125


Y/T:………… REV:


Şekil 6.12: Alt burun kompartımanı kapağı Ön alt burun kompartımanı kapağı, içeri doğru açılan tapa tip bir kapıdır. Kapı sadece dışarıdan açılabilir ve yeri burun iniş takımının önüdür. Kapak üzerinde uyarı şalteri bulunur ve kapak açıldığı zaman kokpitte uyarı ışığı görülür. Kapak alüminyum malzemeden imal edilmiş bir çerçeve ve kaplama yapısıdır. Uçak yapısına menteşelerle bağlanmıştır. Hava kaçaklarını önlemek için etrafında bir conta bulunur. Kapı açılacağı zaman öncelikle kol üzerinde bulunan tetiğe basarak kolun dışarı doğru gelmesi sağlanmalıdır. Bu aşamadan sonra, kol döndürülerek kapı kilitleri serbest bırakılır. Böylece kapı yukarı doğru açılır. Kapı kapatılırken de kol çevrilip kapı kilitlendikten sonra, kol içeri itilerek yüzeyle aynı seviyeye getirilmelidir.

SAYFA 126


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 6.4.4. APU Access Door (APU Erişim Kapağı)

Şekil 6.13: APU erişim kapağı APU kapağı, gövdenin arka alt kısmında bulunan APU kompartımanını kapatır. Bu kapak, APU’ya kolay erişimi sağlar. Kapaklar, dış taraflarında bulunan menteşelerle yapıya bağlanırlar ve kapandıkları zaman mandallarla sabitlenirler. Kapaklar, bu mandalların kurtarılması ile açılır ve rodlarla açıkta sabitlenirler. Kapak üzerinde bir drain mast (boşaltım çubuğu) ve bir APU soğutma havası egzozu bulunur.

SAYFA 127


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Kapak yapısı tamamen alüminyumdan imal edilmiştir. Mandallar, kilit bağlantıları, limitler ve menteşeler, alüminyum alaşımlarından ve paslanmaz çelikten yapılmıştır. Drain mast ise kompozit malzemelidir.

6.4.5. Electronic Equipment Compartment External Access Door (Elektronik Ekipman Kompartımanı Dıştan Erişim Kapağı) Elektronik ekipman kompartımanı erişim kapağı, bir tapa tipi, içeri açılır, kayar tip kapıdır. Yeri burun iniş takımı yuvasının arkasıdır. Kapak dışarıdan açılabilir özellikte olup üzerinde uyarı sistemi için bir şalter bulunur. Kapı rayları sayesinde, kapak, içeri, yukarı ve sağa doğru hareket ederek açılır. Kapı alüminyumdan imal edilmiş bir çerçeve-kaplama yapısıdır. Etrafında hava kaçmasını önleyecek çevresel bir conta bulunur. Kapak kapalı pozisyonda kilitli iken basınç etkisi ile limitlere dayanır. Kapının kilitleme ucunda bulunan makaralar kılavuzlarına oturarak kapak kilitlenmiş olur. Erişim kapağının açılabilmesi için tetiğe basılıp kola ulaşılmalıdır. Bundan sonra kol döndürülüp kilit makaralarının yuvalarından çıkması sağlanır. Bu sırada uçuş kabininde kapağa ait lamba yanar. Kapı yukarı ve sağa doğru itilerek kapının rayları üzerinde kaymasına izin verilir. Kapatma işleminde kapı çekilip kapatıldıktan ve kilitlendikten sonra, kol itilerek yüzey ile aynı seviyeye getirilmelidir.

SAYFA 128


Y/T:………… REV:


Şekil 6.14: Elektronik ekipman kompartımanı erişim kapağı 6.4.6. Miscellaneous Exterior Service Doors (Çeşitli Dış Servis Kapakları) 

Aft Toilet Service Door (Arka Tuvalet Servis Kapağı): Arka alt gövde yüzeyine yerleştirilmiştir. Kapak açıldığında tuvalet boşaltma ve temizleme hatlarına ve boşaltma valfi koluna erişim sağlanmış olur.



CSD (Constant Speed Drive) Reservoir Sight Gage Access Door (CSD Yağ Haznesi Görsel Kontrol Erişim Kapağı): Bu kapak, motor yağ erişim kapağının arkasında, her motora yerleştirilmiş küçük, dikdörtgen şekilli bir kapaktır. Kapak açıldığında, CSD yağ seviyesi kontrol edilebilir. Kapak çabuk açılabilir bağlantı elemanları ile kilitlenir. Engine Oil Tank Access Door (Motor Yağ Tankı Erişim Kapağı): Motor yağ tankı erişim kapağı, motor alt kısmında, yağ tankına yakın bir bölgeye konulmuştur. Kapak açıldığında, yağ tankı ikmal kapağına doğrudan erişilebilir ve kapatıldığında, çabuk açılır bağlantılarla kilitlenir.



SAYFA 129


Y/T:………… REV:


Ground Air Conditioning Access Door (Yer Hava Koşullandırma Bağlantısı Erişim Kapağı): Bu kapak gövde kaplamasının tam altında bulunur. Aşağı doğru açılan kapak, hava koşullandırıcı için kullanılabilen yer arabasının sisteme bağlanmasını sağlar.



Water Service Door (Su Servis Kapağı): Gövde altına yerleştirilmiş bu kapak, dikdörtgen şekilli küçük bir kapaktır. Kapak açıldığında, yolcu su sistemi için ikmal bağlantısı, ikmal valfi, taşma hattı ve hava valfine erişim sağlanabilir.



External Power Receptacle Door (Harici Güç Bağlantısı Kapağı): Harici güç için bağlantı yeri; ön gövde alt sağ tarafına konulmuştur. Bağlantı kapağı açıldığında güç bağlantısı buraya yerleştirilebilir.

Şekil 6.15: Çeşitli dış servis kapakları

SAYFA 130



Forward Toilet Service Door (Ön Tuvalet Servis Kapısı): Kapak, gövdenin sağ tarafına yerleştirilmiştir. Kapak açıldığında, kapak menteşeleri tarafından yaklaşık olarak 145° açılır ve servis alanına erişim sağlanır. Kapak kapandığında gövde kaplamasının devamı haline gelir.



Oxygen System Charging Panel Door (Oksijen Sistemi Doldurma Paneli Kapağı): Kapak dikdörtgen şekilli olup panel bölgesinde, gövde kaplamasının devamı niteliğindedir. Açıldığında, oksijen sistemi ikmal valfine, kapatma valflerine, oksijen sistemi basınç göstergelerine erişim sağlanabilir.


Y/T:………… REV:


Pressure Fueling Station Access Door (Basınçlı Yakıt İkmal İstasyonu Erişim Kapağı): İstasyon kapağı, sağ kanat hücum kenarı alt yüzeyine yerleştirilmiştir. Kapak açıldığında ikmal bağlantısına ve göstergelerine erişim sağlanabilir. Kapak, mandalları sayesinde kilitli durumda kalır.



Diğer Erişim ve Blowout (Hava Kaçırma) Kapakları: Bu kapaklar, APU hat ve kanalları için erişimi sağlar.

6.5. Fixed Interior Doors İç kapılar, uçuş kompartımanı kapısı ve tuvalet kapılarından oluşur. Bu kapılar kokpit ve tuvaletler için erişim sağlar. İç kapıların bir tarafında menteşeler bulunur. Tuvalet kapıları bal peteği yapıda olup fiberglas kaplamalıdır. Menteşeler üzerinde ince ayar yapmak mümkündür. Uçuş kabini kapısı iki panele sahiptir. Eğer herhangi bir sebeple kapı sıkışır ve açılmazsa, bu panellerin sökülmesi ile kompartımana erişilebilir. 6.5.1. Control Cabin Door (Uçuş Kabini Kapısı)

SAYFA 131


Y/T:………… REV:


Şekil 6.16: Uçuş kabini kapısı Kokpit kapısı, yolcu kompartımanı ile uçuş kompartımanını birbirinden ayırır. Kapı elektriksel bir kilide sahiptir. Ayrıca üzerinde hava kaçırma panelleri ve acil çıkışlar bulunur. Kapı yapısı, alüminyum malzeme ile oluşturulmuştur. Kapı dış yüzeyi dekoratif olarak kaplanmış durumdadır. Kapı, yolcu kompartımanına doğru her iki yönden de açılır. Kapı her iki taraftan elektriksel olarak kilitlenebilir. Acil bir basınç dengesizliği durumunda kapının üzerinde konumlandırılmış olan hava kaçırma panelleri her iki taraftaki basıncı eşitler. Paneller mandallar ile kapıya sabitlenmiştir. Basınç dengesizliği oluştuğunda bu mandallar atarak panel açılır. Üst hava kaçırma panelleri ekip tarafından bir acil çıkış olarak kullanılabilir. Bu işlem için hava kaçırma panelinin üst kısmına bir kol yerleştirilmiştir. Acil bir durumda bu kol çekilerek panelin yanlarında bulunan sabitleme pimleri boşaltılır ve panelin çekilmesi ile çıkış yolu açılmış olur.

SAYFA 132


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 6.6. Door Warning System (Kapı Uyarı Sistemi) Kapı uyarı sistemi, ekibe herhangi bir kapının açık ya da kilitli olmadığını gösterir. Sistemde; ön ve arka giriş kapıları, ön ve arka mutfak servis kapıları, ön ve arka kargo kapıları, alt burun kompartımanı erişim kapağı ve elektronik ekipman kompartımanı erişim kapakları için birer uyarı sensörü ve lambası bulunur.

Şekil 6.17: Kapı uyarı sistemi sensörleri ve paneli Herhangi bir kapı açıldığında kapıdaki sensör devreyi tamamlar ve master caution (ana uyarı) lambaları, kapı ana uyarı lambası ve kapı uyarı lambası yanar. İlgili kapının kapatılıp kilitlenmesi ile bu lambalar söner. Uyarı lambalarının test edilmesi mümkündür.

7. UÇAK PENCERELERİ, RÜZGÂR KORUMA YAPILARI VE MEKANİZMALARI SAYFA 133


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Uçak pencereleri ve rüzgâr koruma yapıları (Wind Shield) uçak üzerinde bakım ve kontrolleri önemli yapılardır. Uçaklarda kullanılan camlar faklı malzemeler olup iki, üç katlı yapıdadır. Bu yapıların takılıp sökülmesinde AMM prosedürleri önceliklidir. Yapılarında emniyet ve sızdırmazlık önemlidir. Basınçlandırılmış gövde yapısı üzerinde, basıncın bu yapılarda kaybolması veya hasarlarının uçuş emniyetine olan etkisi ciddiyet arz eder. Uçak pencereleri AMM Chapter 56’da yer almaktadır. Uçakda bulunan pencereler bulundukları yere göre farklı malzeme ve yapıda olup her camın söküm takım prosedürü’de farklı olacaktır. Bu pencereler uçak üzerinde sınıflandırılacak olursa kokpit pencereleri (Wind Shield), yolcu kabini pecereleri (Passenger Compartment Windows), acil çıkış pencereleri (Emercengy Exit Windows), kapı pencereleri (Door Mounted Windows), gözlem pecereleri (Viewer and Observation Windows) olarak sayılabilir. Şekil 7.1’de uçak pencereleri görülmektedir. Her pencerenin yapı, malzeme ve söküm takımı kendine ait prosedürle özeldir.

Şekil 7.1: Uçak pencereleri 7.1. Kokpit Pencereleri Kokpit pencereleri birden beşe kadar numaralandırılmış olup sol ve sağ olmak üzere toplam on adettir. Birbirinin simetrisi olan pencerelerin numaraları aynı olup sol ve sağ olarak isimlendirilirler. Sol ve sağ simetrik pencereler için yapı, söküm takım ve kontrol prosedürleri aynıdır. Bu pencerelerden 2 numaralı olan kayar tip açılan cam olup 1, 3, 4 ve 5 numaralı camlar sabittir. Bazı kokpit camları window anti-ice system’ e (Pencere buzdan korunma sistemi) bağlıdır.

SAYFA 134


Y/T:………… REV:


Şekil 7.2: Kokpit pencereleri içerden

Şekil 7.3: Kokpit pencereleri dışardan  1 No’lu Cam Bir no’lu cam üç tabakadan oluşup dış tabakası cam, ortası vinil, iç tabaka cam şeklindedir. Bu camlar üç farklı şekilde olabilir. Bunlar PPG, Sierracin ve Triplex tipidir. Tabakalar dıştan içe doğru kalınlaşmaktadır. Montajı üzerinde basınç seal’leri bulunur. Şekil 7.4 ve 7.5 bir no’lu camın yapısını ve malzemelerini göstermektedir.

SAYFA 135


Y/T:………… REV:


Şekil 7.4: PPG ve sierracin tip bir nolu cam

Şekil 7.5: Triplex tip bir nolu cam Bir no’lu camlar, kuş darbelerine karşı dirençlidir. İç cam, dış camdan kalındır ve iç cam aynı zamanda pencerede ana yapıdır. İç cam uçağın iç basınç yükünü de taşımaktadır. İkinci (orta) yapı vinil (vinyl) katmandır. Aynı zamanda iç camın kırılması durumunda emniyet camıdır. Dış cam yapısal değildir ancak cama rijit, sert ve çizilmeye karşı dirençli bir yüzey sağlar. Yağmurlu hava koşullarında pilota uygun görüş sağlamak için su tutmaz bir kaplama yapılmıştır. Bir iletken şerit dış camın iç yüzeyinde bulunur. Bu iletken, buzlanma ve buharlanmaya karşı camı elektriki olarak ısıtır. Elektrik terminali ile iletken şerit arasında bağlantıyı sağlayan “bus barlar” camın üst ve alt kenarlarında bulunur.

SAYFA 136


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Bir nu’lu camda çalışırken (Elektriki ısıtmalı tüm camlarda) elektrik gerilimine karşı dikkatli olmalı ve gerekli tedbir alınmalıdır. Autotransformer çıkış voltajı 250–350 Volt değerindedir. Bu gerilim kaza ve yaralanmaya sebep olabilir. Bir nu’lu camların her üç tipi için de yapıları ve basınç seal’leri Şekil 7.6’da görülmektedir.

Şekil 7.6: Bir no’lu cam tiplerinin yapısı ve basınç seal’leri 

3 No’lu Cam

Şekil 7.7: Üç no’lu cam Üç no’lu camlar yapı olarak iki tabakadır ve bu iki tabaka arasında fenolik (Phenolic) boşluk elemanı konularak tabakalar arasında boş bir katman oluşturulur. İki tabaka birbirine temas etmez. Dış tabaka gerilmiş akrilik (Stretched Acrylic) olup, iç tabaka daha ince bir akrilik tabakadır. Dış tabaka iç tabakadan kalındır. Dış kısmında basınç seal’leri bulunur. Fenolik boşluk camın iç yüzünde buharlanmayı önleyen bir yalıtım boşluğu sağlar. İç camın üst kısmında küçük bir delik bulunur. Bu delik her zaman açık olmalıdır. Bu delik, kabin içindeki basınç ile cam iç boşluğundaki basıncın birbirine eşit olmasını sağlar. Ayrıca üç nu’lu camın yapısında bir thermal switch bracket bulunur. 4 ve 5 No’lu Camlar SAYFA 137


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Dört ve beş no’lu camlar yapı özellik olarak birbirlerine benzerdirler. Dört ve beş no’lu camlar Polyvinyl butyral (Vinil) tabakanın her iki tarafına cam tabaka konularak meydana getirilir. Ancak dört no’lu cam için bir fazla tabaka vinil konularak bir kuş çarpması ile kırılabilecek camın paramparça olması önlenmiş olur. İletken bir şerit dış camın iç kısmında bulunur ve camın elektriki ıstması ile buz ve buharlanmaya karşı korunmasını sağlar.

Şekil 7.8: Dört no’lu cam

Şekil 7.9: Beş no’lu cam

SAYFA 138


Y/T:………… REV:


Şekil 7.10: Üç, Dört ve beş no’lu camın yapısı ve basınç seal’leri 

2 No’lu Cam

İki nolu camın özelliği kızak (Track) üzerinde arkaya doğru kayabilen ve bu sayede havalandırmaya ve haberleşmeye imkân sağlayan bir yapıdadır. Yer işletmelerinde açılabilir özelliktedir. Sağ taraftaki iki no’lu camı acil çıkışı olarak kullanabilmek için dışarıdan açmak mümkündür. Camın yapı olarak üç tabakası bulunur. Diğer camlarda olduğu gibi ortada vinil tabaka, iç ve dışta cam tabaka bulunur. Ve en kalın tabaka içte olup dışarı doğru kalınlık azalır. İki no’lu camın yapısı şekil 7.11’de görülmektedir.

Şekil 7.11: İki no’lu camın yapısı SAYFA 139


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ İki no’lu açılabilir camın açılabilmesi için bulunan mekanizmasının parçaları Şekil 7.12’de görülmektedir. Şekil 7.12 iki no’lu sol cam olup, sağ cam için şekil 7.13’e bakınız. Sağ aynı zamanda dışarıdan açılabildiği için dışardan açma mekanizması bulunur.

Şekil 7.12: İki no’lu sol camın açma kapama mekanizmasıü

SAYFA 140


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ İki camın açma kapama mekanizmasında Tetikli tutamak ( handle ve triger), mafsallar (Bellcranks), itici kolları (Push rods), kumaş ve ve koruyucu kaplama (clothes and guard protector), bağlantılar (Link), yaylar (Springs), cam açma mandal plakası (Window open latch plate), üst makara (Upper roller), üst kızak (Upper track), alt makara (Lower roller) , alt kızak (Lower track), mandal mekanizması kolu (Latch mechanism rod), dış erişim kapağı (External access door),dış sürme kolu (External release handle) bulunur.

Şekil 7.13: İki no’lu sağ camın açma kapama mekanizması İç cam ana yapıdır ve kabin içi basıncının yükünü taşıyan yapıdır. Vinil yapı ikincil yapı olup emniyet amaçlı ve camın parçalanmasını önleyen bir yapıdır. Dış cam ise SAYFA 141


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ yapısal olmayıp rijit, sert ve camı çizilmeye karşı direçli yapan tabakadır. Dış camın iç yüzeyinde iletken bir şerit camı ısıtır. Camı açmak için, kol kullanılır. Bu kol mafsalı döndürür ve bağlı olduğu alt,üst ve arka mafsalları hareket ettirir. Bu mekanizma camı içeri doğru hareket ettirir. Camın açılabilmesi için makaraları hareket ettirir. Makara ile cam kilitlenene kadar sürülür. Tam açık pozisyonda cam mandal ile kilitlenir. Mandal mekanizması yay yüklü olup camı açık konumda kilitler. Açık konumda cam kiliti, mandal mekanizma kolu ileri hareket ettirilerek açılır. Cam ileri doğru (kapamaya hareket ) ederken camın açık konumunda kilitleyen mandal mekanizması resetlenir. Kapama işlemi için cam, kol ile ileri hareket ettirilir. Kol döndürüldüğünde cam dışarı doğru hareket eder ve kızak üzerindeki bir kılavuz pim ile yuvasına oturur. Kol sürülerek cam kapatılır. Camı açmak için kolun tetiğine basılır. Arkaya ve içeriye doğru çekilir. Açık konuımda kilitlemek için sonuna kadar sürülür. Camı kapatmak için mandal mekanizmasının kolu ileri doğru çekilir. Açma kolunun tetiğine basılır. Açma kolu ileri ve dışarı doğru hareket ettirilerek, cam kapanana kadar sürülür. Tetiği bıraktığınız zaman cam kilitlenir. Acil durumda camı (Sağ cam yalnızca dışardan açılır) açmak için dış erişim kapısını itiniz ve dış sürme kolunu çekiniz. Cam içeri doğru hareket eder ve camı arkaya doğru sürünüz. 7.2. Yolcu Kabini Pencereleri Yolcu kabini camları üç parçadır. Bunlar dış cam (Outer pane), orta cam (Middle pane) ve iç cam (İnner pane).

Şekil 7.14: Yolcu kabini camı ve parçaları SAYFA 142


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Dış ve orta cam yapısal olup basınç yüklerini taşır. Bu camlar tapa tip camlardır. Dış cam gerilmiş akrilikten plastik olup köşeleri yuvarlatılmış dikdörtgen şekillidir. Yuvasına takılabilmesi için dış kenarlara pah kırılmıştır. Uçak gövdesinin dış şekline uyum sağlaması için dış camın dış yüzeyi gövde yüzeyi gibi şekillendirilmiştir. Bu şekilde aerodinamik pürüzsüzlük sağlanmış olur. Orta cam yapısal açıdan emniyet sağlar. Normal basınç yükünün 1.5 katını taşıyabilir. Orta cam dökme akrilikten yapılmıştır ve dış cam gibi şekillendirilmiştir. Orta cam, cam contasının içinde yer alır. Kenarlarında dış cam gibi pah kırılmamıştır. Orta camın alta yakın kısmında bir havalandırma deliği yer alır. İç cam yapısal değildir. Orta camı korumak içindir. Yolcu kabinindeki camlar gövde frame’leri arasında dizilmişlerdir. Yapı üzerinde takıldıkları yerde aynı zamanda bir cam tespit bağlantısı bulunur. Bu bağlantı (Window Retaining Clip) camın alt kısmında olup, şekil 7.14 de görülmektedir. Bağlantının takılışı şekil 7.15 de görülmektedir.

Şekil 7.15: Yolcu kabini camları bağlantısı 7.3. Acil Çıkış Pencereleri Acil çıkış camları kanat üzerindeki acil çıkış kapıları üzerindedir. Üç tabakalıdır. Dış ve orta tabaka yapısal olup, iç tabaka yapısal değildir. İç cam koruma amaçlıdır. Bu camlar da yolcu kabini camları gibi tapa tipi kapılardır. Dış tabaka gerilmiş akrilik plastikten olup dikdörgen şekillidir. Köşeleri ve dış kenarları pencere çerçevesine takıldığında oturması için yuvarlatılmış ve pah kırılmıştır. Bu şekilde cam uçak gövde yapısı ile aynı şekle sahip olur. Orta cam kabin basıncının 1.5 katı fazla basınç yüküne dayanabilir. Orta cam da dış cam gibi şekillendirilmiş olup kenarlarında pah yoktur. Contası içindedir, alt kısmında bir havalandırma deliği bulunur. Şekil 7.16 SAYFA 143


Y/T:………… REV:


7.4. Kapı Pencereleri

Şekil 7.16: Acil çıkış camları

Şekil 7.17: Kapı camları Kapılara montajlı camlar da yolcu kabini ve acil çıkış camlarında olduğu gibi üç tabakadan meydana gelir. Özellikleri benzerdir. Kapı camları 70 F sıcaklıkta kabin basıncının 1,5 katı basınca dayanabilir. Dış cam gerilmiş akrilikten iç cam ise dökme akriliktendir. İç cam koruma amaçlıdır. Ayrıca iç kısımdaki kapı döşemesine monte edilir. İç cam polikarbondan yapılmıştır.

SAYFA 144


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 7.5. Gözlem Pencereleri Bu pencereler konumlandırıldıkları yerden bakıldığında merkezlenmiş oldukları noktanın gözlenebilmesine olanak sağlarlar. Uçak üzerindeki bu tip pencereler üç tane olup şekil 7.18 de gösterilmiştir. Bunlar, burun iniş takımı kilit gözlem camı (Nose gear downlock viewer ), ana iniş takımı kilit gözlem camı (Main gear downlock viewer) ve APU yangın söndürme tüpü gözlem camı (APU fire extinguısher bottle window).

Şekil 7.18: Gözlem camları Gözlem pencereleri takıldıkları yerde gözlem yapılabilmesi imkânı verir. Burun iniş takımı gözlem camı uçuş esnasında burun iniş takımının açık ve kilitli olduğunu gözlemek için kokpit zeminine yerleştirilmiştir. Ana iniş takım gözlem camı ise uçuş esnasında ana iniş takımının iniş için açık ve kilitli olduğunu görmek için yolcu kabini zemine yerleştirilmiştir. APU yangın söndürme tüpü camı ise tüpün durumunu gözlemek için yerleştirilmiştir. 

Ana iniş takımı gözlem camı

Ana iniş takımlarının uçuş sırasında açık ve kilitli olduğunu gösteren indikatörü görecek şekilde konumlandırılmıştır. Ana iniş takım yuvasının üzerinde, ana kabin içinde, koridor üzerinde zeminde bulunur. Kotraplak bir kapak üzerine menteşelenmiş olup, gözlem için kapağın kaldırılması gerekir. Gözlem penceresi bir cam, alüminyum gözlem tüpü ve tüp içinde bulunan iki aynadan oluşur. Aynalar ana iniş takımının her iki dikmesini görecek şekilde konumlandırılmıştır. Bu yapı kanat merkez kısmında pressure web structure üzerine takılmıştır. Gözlem camı, ana iniş takımları açık ve kilitli olduğu zaman dikme üzerindeki kırmızı boyalı çizgi indikatörlerini görecek şekildedir. Bu çizgilerin görülebilmesi için bir ışık aydınlatması sağlanmıştır. Ana iniş takımı gözlem camı şekil 7.19’da görülmektedir.

SAYFA 145


Y/T:………… REV:


Şekil 7.19: Ana iniş takımı gözlem camı ve parçaları

SAYFA 146


Y/T:………… REV:


Burun iniş takımı gözlem camı

Şekil 7.20: Burun iniş takımı gözlem camı ve parçaları Burun iniş takımı gözlem camı uçuş sırasında iniş takımının drag link’inin (iniş takımı açık ve kilitli olduğu zaman) görmek için konulmuş gözlem camıdır. Gözlem camı iniş takımı indikatörünün ve kilit desteğini gösterecek şekilde yerleşmiştir. Gözlem camının üst tarafı bir kapağın altında kontrol kabini (kokpit) zemininde, burun iniş takımının üzerindedir. Gözlem tüpü burun iniş takımı bölmesinin içinde bulunur. Yapısı iki cam, iki aluminyum tüp ve alüminyum tüpleri birleştiren kauçuk bir hortumdan oluşur. Üst camı akrilik olup iki adet sentetik conta arasındadır. Alt cam ise pul ve contalar ile tutma halkasına sekiz civata ile bağlanmıştır. Alt camın pulu üzerinde yarıklar bulunur ve bu kanallar sayesinde drain sağlanır. Kabin havasının tüp içinde buharlanmayı önlemesi için tüp üzerinde 4 küçük delik bulunur. 

APU yangın söndürme tüpü gözlem camı

APU yangın söndürme tüpünü gözlemek için konulmuş olan gözlem camı dış gövde paneli üzerindedir ve yapısında baskı halkası, silikon kauçuk conta, tutucu halka ve bağlantı elemanlarında meydana gelir. Şekil 7.21’de bu elemanlar görülmektedir. SAYFA 147


Y/T:………… REV:


Şekil 7.21: APU yangın söndürme tüpü gözlem camı ve parçaları

SAYFA 148


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 8. KANATLAR 8.1.Kanat Yapılarının Sınıflandırılması Kanat çeşitleri yapılarına göre; monospar (tek spar’lı), multispar (çok spar’lı) ve box beam (kutu kirişli) olmak üzere üçe ayrılır. Monospar kanatlar fazla kullanım alanı bulamamıştır. Fakat bu tek spar’lı kanatlara ilave edilebilen web ve diğer kirişlerle yapılan desteklerle bu kanatlar da bazı uçaklarda kullanılabilmektedir. Multispar kanat uygulamasında kanat kesitinde birden fazla sayıda taşıyıcı kiriş uzanmaktadır. Bu tip kanatlar, her spar’ı birbirine bağlayan rib’lerle ve bağımsız basınç bölmeleri ile donatılır. Böylelikle spar başına düşen yük azaltılmış olur. Yaygın bir uygulama alanı bulunan box beam kanat tipi, iki spar arasında rib’lerle oluşturulan bölmelerle donatılmıştır. Kanat kaplaması iç yüzeyi, stringer ya da stiffener’larla (takviye edici) desteklenmiştir. Gelişmiş box beam kanat imalatında kanat kaplaması, üzerinde stiffener’ları ile birlikte yekpare olarak talaşlı işleme teknikleri ile imal edilir. Kanatlar, yapılarının yanı sıra uçak gövdesine bağlanışına göre de semicantilever (yarı iç bağlantı kirişli) ve cantilever (iç bağlantı kirişli) olarak iki gruba ayrılır. Yarı iç bağlantı kirişli bağlantılarda kanat hem kanat içinden yapısal elemanları ile hem de kanat dışından bir dirsek kirişi ile uçak yapısına tutturulmuştur. Bu dirsek kirişine wing strut (kanat desteği) adı verilir. Destek elemanlı kanatlar genellikle küçük ve hafif uçaklarda veya üstten kanatlı bazı uçaklarda tercih edilir. İç bağlantı kirişli kanatların bağlantısında dış dirsek kirişi kullanılmaz. Bu kanatlar gövdeye üstten, ortadan veya alttan bağlanabilir. Kanat üzerinde oluşan tüm yükler kanat içi yapısal elemanları ve kanat kaplaması taşır.

Şekil 8.1: Temel kanat yapısı 8.2.Kanat Yapı Elemanları Kanatlar uçak ağırlığı, uçuş hızı, tırmanış hızı gibi faktörler göz önünde bulundurularak imal edilirler. Bu nedenle her uçak tipi için farklı bir kanat yapı ve şekli SAYFA 149


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ bulunmaktadır. Ancak kanat şekilleri farklı olmakla birlikte temel yapı elemanları aynıdır. Bunlar; spar ve rib’lerdir. 8.2.1. Spar İç yapıyı oluşturan ve temel yük taşıyıcı eleman spar’lardır. Uçak tipine göre kanat yapısında bir, iki veya üç adet bulunabilir. Spar imalat şekli de uçak tipine göre değişir. Küçük uçaklarda ahşap veya alümünyum, daha büyük uçaklarda ise çelik alaşımlı gelişmiş malzemeler kullanılır. Spar’lar, rib’lere bağlıdır. 8.2.2.Rib Rib’ler, kanadın dış bombelerine şekil verir, onu destekler. Rib’ler de kanat boyunca uzanan stringer’lara bağlıdır. Yük transferi, yüzey kaplamasından stringer ve rib’lere oradan spar’lara ve son olarak da merkez kanat kutusuna doğru gerçekleşir. 8.3.Gövde Yapılarında Basınçlı Bostikleme Sealing günümüz uçaklarında önemli bir işlemdir. Yakıt kaçaklarını önlemek, korozyondan korunmak ve dış yüzeylerdeki pürüzsüz süreksizliklerin doldurulması gibi performansa etkiyen önemli yerlerde kullanılır. Yakıt tankı sealing’i önemlidir çünkü yakıt sızıntısı güvenlik unsurudur ve uçuşa engeldir. Korozyon önleme için seal yapılmadığı takdirde ise büyük bakımlara yol açar. Sealing işlemi, gazları veya sıvıları belirli bir alana hapseder ya da istenmeyen alanlardan uzak tutar. Sealing sıvının nüfuz edeceği yapısal dehlizleri kapatarak geçişi önler. Seal’ler bu yerlerde ıslak akıcı macun kıvamında uygulanır ve sürüldügü yüzeyin seklini alıp donarak katı kauçuk hal alır. Sealing işlemleri tatbik edilen yerler şunlardır; yakıt tankları, basınçlı alanlar, çevresel alanlar (harici yüzeylerde), korozyon alanları (farklı metaller arasındaki korozyon ve ıslak bölgelerde), elektriksel alanlar, ateşle temas eden yüzeyler, asit alanlar, sıvının hapsedilmesi istenen yerlerde (galley ve lavabolar) kullanılır. Basınçlı sealing; gerekli olan kabin basıncının muhafaza edilmesi için gövde yapısının seallenmesidir. Basınçlı bölgeler için bu işlem gövde yapı elemanlarının birleşme açıklıklarında ve gövde üzerindeki bağlantı elemanları ile gövde sacı arasındaki boşlukların doldurulmasıyla yapılır.

SAYFA 150


Y/T:………… REV:


Şekil 8.2: Yakıt tankı seali

Şekil 8.3: Basınçlı seal 8.4.Yakıt Depoları Yerleşimi Kanat iç boşluklarının ve kanatların uzantısı olan gövde yolcu kabini altındaki kısmı yakıt tankı olarak kullanır. Bu tip kanat yapısına ıslak kanat ismi verilir. Kanat yapısı, metal metale toleranssız bindirme usulü ile birleştirilerek birinci derecede contalama sağlanmış olup ayrıca tank iç yapısındaki birleşme yerlerinde bostik ile sızdırmazlık sağlanmıştır. Tank üzerindeki erişim kapakları da contalanmış olup ayrıca bostiklenmiştir. Yakıt tankının basınçlı bölme içinde kalan üst dış kısmı yakıt buharının yolcu kabinine girmesine mani olacak epoksi maddesi ile kaplanmış olup bu tankın içine erişme kapaklarının altına ikinci bir yakıt buharının geçmesine mani olacak contalar konulmuştur. SAYFA 151


Y/T:………… REV:


Şekil 8.4: Uçak kanatlarındaki yakıt tankları 8.5.İniş Takımları, Uçuş Kumanda Yüzeyleri, Flap, Slat Ve Spoiler Bağlantıları Temel uçuş kumanda yüzeyleri aileron, rudder ve elevatordür. Aileronlar kanat ucunda bulunan, arka sparà menteşelenmiş ana uçuş kumanda yüzeylerinden biridir. Rudder, dikey stabilizatör arka spar`ında bulunan rib`ler üzerinden mafsallıdır. Rudder menteşe bağlantıları ön spar’ı üzerindedir. Elevatör menteşeleri ise yatay stabilizatör bağlantı rib`leri ile elevatör ön sparı arasındadır.

SAYFA 152


Y/T:………… REV:


Şekil 8.5: Aileron ve balans paneli

Şekil 8.6: Rudder baglantı noktaları SAYFA 153


Y/T:………… REV:


Şekil 8.7: Elevatör bağlantı noktaları İniş takımlarında dışta bir silindir ve onun içerisinde hareket eden bir piston bulunur. Dış silindir uçak yapısına; piston da tekerleklere bağlıdır. Piston ile silindir birbirine dıştan bir torsion link (dönü makası) ile bağlanmıştır. Ana iniş takımları ise uçağa keel beam (omurga kirişi) üzerinden irtibatlandırılmıştır. Flaplar kanat firar kenarı altında bulunan flap track`lara (flap rayları) bağlanmıştır. Ayrıca her bir flap carriage`lerle birbirlerine tutturulmuştur ve flap nose link`lerle bağlantı kuvvetlendirilmiştir. Slatlar kanat hücum kenarı altında bulunan track`larla kanadın ön kısmına bağlanmıştır. Spoilerler kanat arka sparına muhtelif sayıda menteşe ile kanat yapısına yataklandırılmıştır.

SAYFA 154


Y/T:………… REV:


Şekil 8.8: Hücum kenarı fapları yerleşimi

SAYFA 155


Y/T:………… REV:


Şekil 8.9: Firar kenarı flapları yerleşimi SAYFA 156


Y/T:………… REV:


Şekil 8.10: Spoiler yerleşimi ve görünüşü 8.6.Motor (Nacelle), Yangın Duvarları Ve Pylon Bağlantıları Motor nacelleì genellikle aşağıdaki bölümlerden meydana gelir:    


Inlet cowl motor fan fwd case flanşına cıvatalarla bağlanır. Ancak montaj sırasında bağlantı cıvatalarını takmadan önce inlet cowl üzerindeki iki adet index pin motor flanşı üzerindeki karşılıklı olan deliklere geçecek şekilde inlet cowlà oturtulur. Fan cowl`lar motor pylonuna özel menteşelerle (hinges) bağlanırlar. Cowlù sökmek gerektiğinde menteşe civataları sökülür. Sol ve sağ fan cowl`lar alt taraftan 3 veya daha fazla (latch) mandal kilit düzeni ile karşılıklı olarak birbirlerine bağlıdırlar. Motorlar gövdeye ya da kanatlara, pylon veya strut adı verilen motor bağlantı elemanları ile bağlanırlar. Pylon, motoru ilgilendiren tüm pnomatik, elektrik, yakıt ve hidrolik hatlarının geçiş noktasıdır. Pylon’un temel vazifesi motorda ve thrust reverser’da (itki çeviricisi) oluşan yükleri kanatlara veya gövdeye iletmektir. Pylon’lar kanatlara pylon üst spar’ına bağlı üst bağlantı (upper link) üzerinden pylon alt spar’ına bağlı olan çapraz destek parçası (diagonal brace) üzerinden ve kanat yapısına doğrudan bağlanmış olan pylon bağlantıları (strut fitting) üzerinden tutturulur. Bu yapısal elemanlar, fuse pin (birleştirme pimi) ve fuse bolt (birleştirme cıvatası) olarak bilinen bağlantı elemanları ile ana yapıya bağlanırlar.

SAYFA 157


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Ön motor bağlantısı ile arka basınç bölmesi arasında kalan pylon alt parçası paslanmaz çelik ya da titanyum ile imal edilir. Bu yapı, motor sıcak bölgesi ile motor mekanizma ve hatlarını birbirinden ayıran bir fire barrier (yangın duvarı) oluşturur. Hareket edebilen kaporta panelleri pylon’un ön parçasına menteşeler ile tutturulur. İtki çevirici panelleri ise orta pylon bölgesine yerleştirilmiştir.


SAYFA 158


Y/T:………… REV:



SAYFA 159


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 9. STABİLİZELER 9.1.Yatay Stabilizeler Uçağın kuyruk kısmını stabilizatörler ve kuyruk konisi oluşturur. Sağ ve sol yatay stabiliztörler de merkez kısmından ayarlanabilir bir kafes yapısına sabitlenmiştir. Hareket edebilen bu kısım arka basınç bölmesine sabitlenmiş iki pivot sayesinde ayarlanabilir. Yatay stabilizatörlerin firar kenarlarında kumanda yüzeyi bağlantıları vardır. 9.1.1.Yapıları Yatay stabilizatör; sağ ve sol kısımlardan ve merkez kafes yapısından oluşur. Stabilizatör arka spar’ından menteşelidir ve hareket ettirilebilir. Ön ve arka spar’ın gövdeye yakın kısımları levha contalarla kapatılmıştır. Ön spar, hücum kenarını taşırken; arka spar da firar kenarını ve elevatör menteşelerini üzerinde bulundurur. Yatay stablizatör dış tarafında bulunan kaplama sacı, rib’ler, spar’lar ve merkez stabilizatör kafes kirişleri temel yapıyı oluşturur. Stabilizatöre ait dış aerodinamik kısımlar merkez kısma sadece spar’lar üzerinden bağlanır. Bu bağlantıda başka bir yapısal bağlantı parçası kullanılmamaktadır.

SAYFA 160


Y/T:………… REV:


Şekil 9.2: Yatay stabilizatörün yapısı 9.1.2.Kumanda Yüzeyi Bağlantıları Arka spar’ın arka yüzü, elevator menteşeleri ile birleşik olan rib’ler tarafından oluşturulur. Elevator bağlantılarının bulunduğu bu bölge rib’lere bağlanan panellerle kapatılır. Bu panellerin bazıları bakım maksatları için sökülebilir niteliktedir.

SAYFA 161


Y/T:………… REV:


Şekil 9.3: Yatay stabilizatör dış taraf ile merkez kafes bağlantısı 9.2.Dikey Stabilizeler Uçağın kuyruk kısmında bulunan dikey stabilizatör ön ve arka spar’ı birbirine bağlayan kaplama sacından ve rib’lerden oluşmuş gövdeye bağlı bir yapıdır. Dikey stabilizatörün firar kenarında kumanda yüzeyi bağlantıları bulunmaktadır. 9.2.1.Yapıları Dikey stabilizatör gövdeden sökülebilir özelliktedir. Stabilizatörün önünde bulunan hücum kenarı da temel yapıdan ayrılabilir. Dikey stabilizatörün alt ön kısmında bulunan dorsal fin (sırt kanatçığı) ayrı bir ünite olarak yapıdan ayrılabilir. Ön ve arka spar’lar, rib’ler ve kaplama dikey stabilizatörün ana yapısını meydana getirir. Stabilizatörün gövdeye olan bağlantısı, ön ve arka spar’larda bulunan fitting’lerle yapılır. Bu bağlantıda başka bir yapısal bağlantı kullanılmamıştır.

SAYFA 162


Y/T:………… REV:


Şekil 9.4: Dikey stabilizatörün yapısı 9.2.2. Kumanda Yüzeyi Bağlantıları Yatay stabilizatörde olduğu gibi dikey stabilizatör arka spar arka tarafı rudder’ı destekleyen rib’ler tarafından oluşturulur. Rudder-stabilizatör bağlantılarının bulunduğu bölge sökülebilen kaplama panelleri ile kapatılmıştır.

SAYFA 163


Y/T:………… REV:


Şekil 9.5: Dikey stabilizatörün rudder bağlantıları

SAYFA 164


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 10 UÇUŞ KUMANDA YÜZEYLERİNİN YAPILARI 11.1.Ana Uçuş Kumanda Yüzeyleri Ana uçuş kumanda yüzeylerini aileron, elevatör ve rudder oluşturur. Bu kumanda yüzeylerinin yapısı ve boyutları uçağın modeli ve boyutlarına göre değişir. 11.1.1.Aileron Aileronlar hücum ve firar kenarlarındaki kirişler ve bu kirişler arasındaki yapıdan oluşur. Aileronlar grafite/epoksi ile honeycomb (bal peteği) malzemesinin birleşimi şeklinde yapılmıştır. Aileron hücum kenarı ile kanat arka spar’ı arasına balans panelleri yerleştirilmiştir. Her balans paneli yatağına, sökülebilir kaplama panelleri ile erişim sağlanır. Firar kenarında balans tabı bulunur.

Şekil 11.1: Aileron alt görünüşü

Şekil 11.2 Aileron kesit görünüşü 11.1.2.Elevatör SAYFA 165


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Elevator’ün temel yapısı iç kısımda çift spar’lı, dış tarafta tek spar’lı olarak oluşturulmuştur. Tüm yüzey rib’lerle güçlendirilir. Elevator menteşeleri, yatay stabilizatör bağlantı rib’leri ile elevator ön sparı arasındadır. Yüzeye ait balans panelleri, elevator burnu ile stabilizatör arka spar’ı arasındaki boşluğa yerleştirilmiştir. Elevator, yatay stabilizatör yapısının arka ucuna yerleştirilmiş olup üzerinde tab’lar bulunur.

Şekil 11.3: Elevatör şekli ve yapısı 11.1.3. Rudder Rudder yapısı bir ön spar’dan, rib’lerden ve kaplama panellerinden oluşmuştur. Rudder menteşe bağlantıları, ön spar’ı üzerindedir. Rudder hücum kenarında, dikey stabilizatör arkasında rudder burun kısmı bulunur. Rudder, dikey stabilizatör arka spar’ında bulunan rib’ler üzerinden mafsallıdır.

SAYFA 166


Y/T:………… REV:


Şekil 11.4: Rudder şekli ve yapısı

SAYFA 167


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.2.Yardımcı Uçuş Kumanda Yüzeylerinin Yapıları Yardımcı uçuş kumanda yüzeyleri hücum ve firar kenarı flapları, spoiler ve tab`lerden oluşur. Bu kumanda yüzeylerinin yapısı ve boyutları uçağın modeli ve boyutlarına göre değişir. 11.2.1. Hücüm Kenarı Flapları Hücum kenarı flap’ları genellikle krueger tip olarak yapılırlar. Her bir kanatta kanat kök kısımlarına bir ya da iki parça olarak yerleştirilmişlerdir. Bu flap’lar içten rib’ler ve stiffener’lar ile güçlendirilmiş alüminyum malzemeli yapılardır. Kanat hücum kenarına yerleştirilmiş olan menteşeler ile bu yüzeyler hareket ettirilir. Flap yüzeyi, merkezinden bağlanmış bir çalıştırıcı ile açılır ve toplanır. Kanat hücum kenarı dış kısmına çok parçalı olarak slat yüzeyleri yerleştirilmiştir. Slat yapısı bir ana kirişe bağlanmış rib’ler, alüminyum kaplama ve kompozit bir firar kenarından oluşur. Slat yapısına anti-icing maksatları için kullanılan ısıtma borusu da dahildir. Her slat parçası, merkezine bağlanmış çalıştırıcı sayesinde hareket ettirilir. Hareket, raylar üzerinde kayan tekerlekler ile düzenlenir.

Şekil 11.5: Hücum kenarı flapı

SAYFA 168


Y/T:………… REV:


Şekil 11.6: Slat şekli ve yapısı 11.2.2. Firar Kenarı Flapları Çok parçalı flap’lar; bir orta, bir ön ve bir arka flap’tan oluşur. Bu üç parça açılırken mekanik olarak birbirinden ayrılmıştır. Her bir flap parçası kanat altına bağlanan flap tracks (flap rayları) üzerinde hareket eden taşıyıcılarla hareket ettirilir. Flap’lar genellikle rib’ler, spar’lar, bal peteği firar kenarı ve alüminyum kaplama sacından oluşur.

SAYFA 169


Y/T:………… REV:


Şekil 11.7: Firar kenarı flapları 11.2.3. Spoiler Yer spoiler’leri yapıştırılmış bal peteği malzemesi ile imal edilir. Panel yüzeyleri alüminyum alaşımları şeklinde yapılır. Firar kenarları şeritlerle desteklenmiştir. Spoiler panelinin ön ve arka uçlarına ayarlanabilen conta şeritler yerleştirilir. Uçuş spoiler’leri, yapısal olarak yer spoiler’lerine benzer. Spoiler’ler, muhtelif sayıda menteşe ile kanat yapısına yataklıdır. Her spoiler paneli, kendine ait çalıştırıcı ile hareket ettirilir.

SAYFA 170


Y/T:………… REV:


Şekil 11.8: Spoiler 11.2.4.Tab`ler Tab`ler ana uçuş kumanda yüzeylerinin firar kenarlarına menteşelenmiştir. Tab`lerin yapısı grafit/epoksi ile honeycomb (bal peteği) malzemesinin birleşimi şeklinde yapılmıştır.

SAYFA 171


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 12 NACELLES/PYLONS 12.1 Motor (Nacelle), Yangın Duvarları Ve Pylon Bağlantıları Motor nacelleì genellikle aşağıdaki bölümlerden meydana gelir:    


Inlet cowl motor fan fwd case flanşına cıvatalarla bağlanır. Ancak montaj sırasında bağlantı cıvatalarını takmadan önce inlet cowl üzerindeki iki adet index pin motor flanşı üzerindeki karşılıklı olan deliklere geçecek şekilde inlet cowlà oturtulur. Fan cowl`lar motor pylonuna özel menteşelerle (hinges) bağlanırlar. Cowlù sökmek gerektiğinde menteşe civataları sökülür. Sol ve sağ fan cowl`lar alt taraftan 3 veya daha fazla (latch) mandal kilit düzeni ile karşılıklı olarak birbirlerine bağlıdırlar. Motorlar gövdeye ya da kanatlara, pylon veya strut adı verilen motor bağlantı elemanları ile bağlanırlar. Pylon, motoru ilgilendiren tüm pnomatik, elektrik, yakıt ve hidrolik hatlarının geçiş noktasıdır. Pylon’un temel vazifesi motorda ve thrust reverser’da (itki çeviricisi) oluşan yükleri kanatlara veya gövdeye iletmektir. Pylon’lar kanatlara pylon üst spar’ına bağlı üst bağlantı (upper link) üzerinden pylon alt spar’ına bağlı olan çapraz destek parçası (diagonal brace) üzerinden ve kanat yapısına doğrudan bağlanmış olan pylon bağlantıları (strut fitting) üzerinden tutturulur. Bu yapısal elemanlar, fuse pin (birleştirme pimi) ve fuse bolt (birleştirme cıvatası) olarak bilinen bağlantı elemanları ile ana yapıya bağlanırlar. Ön motor bağlantısı ile arka basınç bölmesi arasında kalan pylon alt parçası paslanmaz çelik ya da titanyum ile imal edilir. Bu yapı, motor sıcak bölgesi ile motor mekanizma ve hatlarını birbirinden ayıran bir fire barrier (yangın duvarı) oluşturur. Hareket edebilen kaporta panelleri pylon’un ön parçasına menteşeler ile tutturulur. İtki çevirici panelleri ise orta pylon bölgesine yerleştirilmiştir.

SAYFA 172


Y/T:………… REV:



SAYFA 173


Y/T:………… REV:



SAYFA 174


Y/T:………… REV:


1.4

SAYFA 175

Air Conditioning ve Kabin Basınçlandırma


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ PNEUMATİC HAVALANDIRMA VE BASINÇLANDIRMA SİSTEMLERİ Canlıların yaşayabilmesi için havaya ihtiyacı vardır. Havanın standart günde sıcaklığı 59 F/15oC ve basıncı 1013mb, 29.92inç.Hg, 14.7psi’ dır. o

1.Pnömatik Sistem Kaynakları ve Kullanıldığı Yerler Motor kompresör kademelerinden, APU’ dan ve ground card’ tan pnömatik sistem ihtiyacı için hava sağlanır. Motor bleed’ lerinden alınan hava air conditioning (Hava Koşullandırma), basınçlama, motor çalıştırma, anti-ice, su tanklarının ve hidrolik rezervuarların basınçlandırılmasında kullanılır. APU bleed’ i uçağın yerde yardımcı güç kaynağıdır. Motor çalıştırmada ve yerde air conditioning maksatları için kullanılır. Ground pnömatik sistem, yerde motor çalıştırmada kullanılan harici bir takattır.

Pnömatik Sistem Hava Kaynakları 2. AIR CONDITIONING SYSTEM (HAVA KOŞULLANDIRMA SİSTEMİ) Hava koşullandırma işlemleri için kullanılan hava; uçak motorlarında APU (Auxiliary Power Unit-Yardımcı Güç Ünitesi)’dan veya yer beslemelerinden temin edilir. Bu hava kaynakları daima belirli sıcaklıkta hava temin eder ve klima sistemi bu havayı soğutarak çalışır. Kaynak hava sıcaklığı oldukça yüksektir. (199-227 °C). SAYFA 176


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Pnömatik sistemden sağlanan hava soğutma paketi (cooling pack) adı verilen ünitelerde soğutulur.Bu şekilde şartlandırılmış olan hava soğuk olarak karışım manifoldu (mix manifold)’na gelir. Karışım manifolduna ayrıca kompartımanlarda kullanılmış olan hava filtre edilerek gönderilir. Gönderme işlemini yapan aygıt sirkülasyon fanı (recirculation fan)’dır. Karışım manifoldu havası yolcu kompartımanına gönderilmiştir. Buraya sağ PACK havasının tamamı; sol PACK havasını %81’i gider. Sol PACK havasının geri kalan %19 kısmı uçuş kompartımanına gönderilir. Yolcu ve uçuş kompartıman havasının sıcaklık kontrolü baş üstü paneldeki şalterlere verilen kumandalarla sağlanır. Bu kumandalar her bir kompartımana ait olan hava ayar valfi (trim air valve) pozisyonunu ayarlar. Baş üstü paneldeki şalterlerin AUTO/OFF pozisyonları vardır. OFF pozisyonunda iken valfler kapalı, AUTO pozisyonda iken valfler soğutma birimi kontrol ünitesi (PACK/ZONE CONTROLLER)’den aldığı kumandaya göre çalışır. Kompartıman ve besleme hattı (Supply Duct) üzerindeki sıcaklık sensörleri bulundukları yerin sıcaklığını, kendi sistemini kontrol eden valflerin pozisyonu için ilgili Pack/Zone Controller’e bildirir. Bulb (indikasyon hissedicisi)’lar ise bulundukları yerin sıcaklığını baş üstü panelindeki indikatörlere bildirir. Aşırı sıcaklık şalterleri bulundukları yerin sıcaklığını ikaz amacı ile baş üstü panelindeki lambaları yakar ve ilgili valfleri kapatma görevini yapar.

SAYFA 177


Y/T:………… REV:


Basitleştirilmiş hava koşullandırma sistemi şeması

SAYFA 178


Y/T:………… REV:


Klima sistemi şeması 2.1. Soğutma Pack ‘inin Çalışması Pnömatik sisteminden gelen basınçlı sıcak hava, cooling pack adı verilen birimlerde soğutulur. Soğutma işlemi için hava, akış kontrol ve kesme valfinde (flow control and shut off valve) debisi ayarlandıktan sonra iki yolu takip eder. Bir yoldan birincil ısı değiştiriciye (primary heat exchanger) giderek ram air sistemden gelen soğuk hava ile soğutulur. Primary heat exchanger’ da bir soğutulmuş hava dönüşüm makinesinin (air cycle machine) (ACM) kompresör kademesinde sıkıştırılır. Sıkışan havanın sıcaklığı ve basıncı artar. Koompresörden çıkan hava ikincil ısı değiştiriciye (secondary heat exchanger) giderek tekrardan ram air’ den gelen soğuk hava ile soğutulur. Secondary heat exchanger’ dan çıkan havanın nem su ayrıştırıcı (water extractor) ve su separatörü (water separator) tarafından alınır. Havanın bir miktar nemi alındıktan sonra tekrar ısıtıcı (reheater) ve yoğunlaştırıcıdan (condenser) geçerek tekrardan water extractor tarafından nemi tamamen alınarak ACM’ nin türbin kademesine gönderilir. ACM türbin kademesinde havanın hızı artar ve basıncı düşer. Hava dar alandan geniş alana çıkış yapması sonucu çok soğuk olarak condenser’ den geçer. Çok soğuk olan hava sistemde buzlanma meydana getirebilir. Pack/zone controller, pack ısı sensöründen (pack temperature sensor) almış olduğu ısı değerine göre ısı kontrol valfinin (temperature control valve) pozisyonunu ayarlar ve türbin çıkışına sıcak havayı gönderir. Valf, 115V AC tek faz gerilim altında çalışır. Böylece SAYFA 179


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ türbin çıkışında çok soğuk olan hava ile karışarak mix manifolda gider. Türbin çıkışındaki havanın ısısının artmasıyla sistemde oluşabiecek buzlanma önlenmiş olunur.

2.2 Isıtma Isıtma sistemi, yolcu kabini ve kargo kompartımanları için gerekli olan sıcak havayı temin eder. Isıtma işlemi, şartlandırılmış hava ve bir boru hattı kullanımı ile gerçekleştirilir. Kabin baş üstü dağıtım hattından geçirilen şartlandırılmış hava yolcu kompartımanını ısıtır. Kargo kompartımanları ise, yolcu kabininden gelen havanın kargo yan panellerinin dışından geçirilmesi ile pasif olarak ısıtılır. 

Kokpit ve yolcu kompartımanı ısıtması

Kokpit havasının ısıtılması ya da soğutulması işlemleri, sıcaklık kontrol sistemince belirlenen kumandalarla sağlanır. Ayarlanmış hava, kokpitte bulunan çıkışlardan çıkarak kompartıman havası sıcaklığı istenilen seviyeye gelir. Yolcu kompartımanının ısıtılması kokpitten bağımsız olarak, baş üstü dağıtım hattı üzerinden gerçekleşir. Şartlandırılmış hava, yolcu kompartımanı yan duvarları üzerinde bulunan çıkışlardan kabine girer. Pack SAYFA 180


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ havası sıcaklığının ayarlanması ile kabin sıcaklığı da belirlenmiş olur. 

Kargo kompartımanı ısıtması

Kompartımanın ısıtılması, yolcu kompartıman havası ve eqipment cooling sistem havasının kompartıman çevresi boyunca geçirilmesiyle yapılır. Yolcu kompartıman havası yolcu kompartıman alt yan duvar menfezlerinden geçer. Bu hava, kargo kompartımanının yan duvarlarını yalayarak geçer ve kompartımanın ısıtma havası olarak kullanılır. Ekipman soğutma fanlarıyla (Equipment cooling blower) sağlanan hava, uçak havada iken yine ön kargo kompartıman altından geçerek ısıtma havası olarak kullanılır. Uçak basınçsız ve yerde iken, equipment cooling blower’larla borular içinden geçen hava çekilir. Bu hava Otomatik Akış Kontrol Valve’nin açık olması sebebiyle gövde altındaki bir exhaust port’tan dışarı atılır. Uçak hava modunda iken, otomatik akış kontrol valve farklı basınçtan dolayı kapanır. Valfin kapanmasıyla kargo kompartımanından alınan hava karışım manifolduna gönderilir.

2.3 Hava Sirkülasyonu Koşullandırılmış hava iki adet dönüşüm sistemi sayesinde temin edilir. Ayrıca bu sistemler hava içerisindeki nemi su ayrıştırıcıları ile ayırır. Bu dönüşüm sistemlerine ait ekipman, uçağın merkez hattının her iki tarafında; alt tarafındaki kompartımana yerleştirilmiştir. Her bir dönüşüm sisteminde hava, flow control and shutoff valve’inde (pack valve) ölçülendirilir. Sistem; bir birincil ısı değiştiricisi, bir ikincil ısı değiştiricisi, pack sıcaklık kontrol valve, şartlandırılmış hava çek valve, bir yardımcı pack sıcaklık kontrol valve, bir yüksek sıcaklık su ayrıştırma sistemi ve bir hava dönüşüm makinesinden meydana gelmiştir. Isı değiştiricilerinde pnomatik sistemden gelen hava ram havası sistemi ile soğutulur.Hava dönüşüm makinesi bir türbin ve bir kompresör kademesinden oluşmuştur. Hava, yüksek basınç su ayrıştırma sistemini geçtikten sonra türbin kademesine gelir ve enerjisini hava dönüşüm makinesine iletir. 2.3.1. Birincil Isı Değiştiriciler (Primary Heat Exchangers) Pnömatik sistem havasının ilk kez soğutulduğu birincil ısı dönüştürücüsü, ters akışlı SAYFA 181


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ kanatçık tip bir soğutucudur. Sıcak hava, ısı dönüştürücüsünün arka iç tarafından girer. Burada ram havası ile soğutulan hava, dönüşüm makinesinin kompresör kademesine girer. Her iki dönüşüm sisteminde sadece birer adet birincil ısı dönüştürücüsü bulunur. 2.3.2.Hava Dönüşüm Makinesi (Air Cycle Machine) (ACM) Bu dönüşüm makinesi tek şaft üzerinde bulunan türbin ve kompresör kademelerinden oluşmuş olup hava basıncı ile tahrik ettirilen bir hava motorudur. ACM havayı hızlı bir şekilde soğutur. Yataklar üzerine yerleştirilmiş olan şaft yaklaşık 35,000 RPM’de döner. Makinenin üzerinde bir görsel gösterge (sight gage) ve bir manyetik tapa(magnetic plug) bulunur. Ünitenin yağ miktarı sight gage üzerinden; olabilecek metal parçaları da magnetic plug üzerinden belirlenir.

Air cycle machine 2.3.3.Pack Sıcaklık Kontrol Valve (Pack Temperature Control Valve) Pack sıcaklık kontrol valve, bir akış gövdesi ve bir çalıştırıcıdan oluşmuştur. Valve el ile açılabilir ve kapanabilir. Bu işlem için el ile çalıştırma düğmesinin çevrilmesi gerekir. Pack/zone controller’dan alınan sinyallere uygun olarak çalışan bu valve, sıcak pnomatik sistem havasını modülasyonlu olarak ACM türbin çıkışına verir. Böylece çok soğuk olan türbinden sonraki boru hatlarında buzlanma sorunu ortadan kaldırılmış olur. Valve, 115 V AC tek faz gerilim altında çalışır.

SAYFA 182


Y/T:………… REV:


2.3.4.Yardımcı Pack Sıcaklık Kontrol Valve Yardımcı pack sıcaklık kontrol valve, elektriksel ve pnomatik olarak kontrol edilip pnomatik olarak çalışır. Bu valve; bir motor, iki adet servo, referans basıncı regülatörü, pnomatik çalıştırıcı ve görsel pozisyon indikatöründen meydana gelmiştir. Eğer yoğunlaştırıcıda buz oluşumu başlarsa, yoğunlaştırıcının girişi ve çıkışı arasındaki basınç farkındaki değişim hissedilir ve servolar sayesinde valve çalıştırılır. Yoğunlaştırıcıya sıcak hava gönderilerek buz çözülür. 2.3.5.İkincil Isı Değiştiricisi (Sekondary Heat Exchanger) İkincil ısı değiştiricisi, birincil ısı değiştiricisi ile benzer yapıdadır. İkincil ısı değiştiricisi, diğer ısı değiştiricisinin önüne yerleştirilmiştir. ACM kompresör çıkışı, doğrudan ikincil ısı dönüştürücüsünün girişine bağlıdır. Isı değiştiricisinin çıkışındaki hava, yüksek basınç su ayrıştırıcısına gider. 2.4 Nem Dönüşüm Sistemi 2.4.1.Yüksek Basınç Su Ayrıştırma Sistemi (HPWS) Yüksek basınç su separatör sistemi tekrar ısıtıcı, yoğunlaştırıcı, su ayrıştırıcılar ve ayrıştırıcı borularından oluşur. Bu ekipmanlar pack yuvasında, ACM’nin önünde bulunur. Tekrar ısıtıcı, yoğunlaştırıcı ve su ayrıştırıcılar tek bir ünite olarak sisteme takılır ve bu ünite high pressure water separator (HPWS) olarak bilinir. Ünitenin montaj kolaylığı için tüm donatım bir çerçeve içerisine yerleştirilmiştir. HPWS’nin kullanım amacı ACM türbin kademesine girmekte olan havadaki nemi almaktır. Bu tasarım, hava sıcaklığının 0°C altına düşmesine neden olur. SAYFA 183


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 2.4.2.Tekrar Isıtıcı (Reheater) : Tekrar ısıtıcı, kanatçıklardan oluşmuş bir ısı değiştiricisidir. Tekrar ısıtıcının temel görevi, ACM’nin verimini artırmaktır. Su ayrıştırıcı borusunu terk eden hava tekrar ısıtıcının birinci geçişine ait girişine gider. Bu hava, ikinci geçişi üzerinden akmakta olan; su ayrıştırıcılarından gelen havayı bir miktar ısıtır. Tekrar ısıtıcının birinci çıkışı yoğunlaştırıcıya; ikinci çıkışı da ACM türbin kademesi girişine bağlıdır. 2.4.3.Yoğunlaştırıcı (Condenser) Yoğunlaştırıcı basit olarak kanatçıklı bir ısı değiştiricisidir. Yoğunlaştırıcı, ACM türbin çıkışından gelen soğuk havayı kullanarak tekrar ısıtıcıdan gelen havayı soğutur. Bu soğuma sonucunda hava içindeki nem yoğunlaşır ve bu nem su ayrıştırıcıları tarafından toplanır. 2.4.4.Water Extractors (Su Ayrıştırıcıları) Su ayrıştırıcıları, içlerinde bulunan kanatçıklarla havayı dağıtır ve havadan ayrılan nemi bir kolektörde toplar. Kanatçıklar, havanın kendi hızıyla dönmesini sağlar. Bu dönü sırasında oluşan merkezkaç kuvvetleri suyu havadan ayırır. Ayrılan su, toplama manifolduna iletilir. Manifoldda biriken su ram havası kanalına açılır. Burada bulunan su, bir çıkıştan dış ortama atılır. 2.5.Hava Dağıtım Sistemi Hava koşullandırma dağıtım sistemi şartlandırılmış olan havayı yollar ve uçuş kompartımanlarına dağıtır. Bu hava; her konulduğunda üzerinde bulunan çıkışlardan kabine verilir. Dağıtım işlemi, ana dağıtım hattı ile başlar. Bu dağıtım hattı yolcu kompartımanı ve uçuş kompartımanı havalarını birbirinden ayırır. Kokpit havası, dağıtım hattı şartlandırılmış havayı sol pack ana dağıtım hattından alır. Hava, kokpitte çeşitli yerlerde konumlandırılmış olan çıkışlardan kompartımana çıkar. Yolcu kompartımanı havası ana dağıtım hattından alınır ve doğrudan çıkış uçlarına gönderilir. 2.5.1. Ana Dağıtım / Karışım Manifoldu Ana dağıtım hattı, pack’lerden gelen havanın sirkülasyon havası ile karıştığı yerdir. Bu hat, bir yer servis bağlantısı ve iki sirkülasyon fanı taşır. Ayrıca bu manifold sensörler , indikasyon hissedicileri ve ısıl şalterler ile donatılmıştır. Ana dağıtım manifolduna giren besleme boruları ve manifolddan çıkan dağıtım hatları kokpite ve yolcu kompartımanına hava sağlamak için konumlandırılmıştır. Bu manifold bir pack kapalı iken diğer packin tüm sistemi karşılamasını sağlar. Karışım manifoldu, ön kargo kompartımanı arka duvarı gerisindeki basınçlı alana yerleştirilmiştir. Uçak hava koşullandırma sistemi çalışmadığı zamanlarda kabinlere hava gönderebilmek için yer beslemeleri kullanılır. Karışım manifolduna harici hava girişi sağlamak için manifold altına bir yer servis bağlantısı konulmuştur. Sistem kendi havası ile çalışırken koşullandırılmış havanın servis bağlantısından kaçmasını önlemek için bağlantı hattı üzerine bir check valf yerleştirilmiştir. Sirkülasyon fanları uçak içi havalandırmayı sağlamak için filtreler ve check valf kullanılır.

SAYFA 184


Y/T:………… REV:


Mix manifold 2.5.2.Kokpit Havası Dağıtım Sistemi Kokpit şartlandırılmış hava dağıtım sistemi, bir seri boru hattından meydana gelir. Bu boru hatları havayı sol pack’ ten alıp zemin yapısı içerisine geçirerek kokpite ulaştırır. Hava, tavan ve taban üzerine yerleştirilmiş olan çıkış ve egzozlardan dışarı çıkan ve taban yakınlarında bulunan menfezlerden kokpiti terk eder.

2.5.3. Yolcu Kompartımanı Hava Dağıtım Sistemi Yolcu kompartımanı hava dağıtım sistemi, ana dağıtım manifoldu, dağıtım boru SAYFA 185


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ donatımı, aktarma boruları, baş üstü dağıtım manifoldu ve çıkışlardan olur. Koşullandırılmış hava, karışım manifoldunu aktarma boruları üzerinden geçerek terk eder. Bu boru, hatları doğrudan baş üstü dağıtım manifolduna iletir. Yan duvar panelleri ve tavan panelleri üzerinde bulunan çıkışlar sayesinde hava kompartımanına ulaşır. Kabine gelen hava alt yan duvar panellerinde bulunan menfezlerden geçerek buradan ayrılır. 2.6.Akış, Isı ve Nem Kontrol Sistemi 2.6.1.Akış Kontrol ve Kesme Valve (Flow Control And Shutoff Valve) Bu valve, uçuş kompartımanı baş üstü panelindeki pack şalterleri ile kumanda edilir. Valve; elektriki kontrollü olup pnomatik olarak çalışmaktadır. Valf, pnomatik sisteminden gelen havanın debisini belirli bir değere ayarlar. Valven üzerinde A, B, C solenoidleri vardır. Akış durumuna göre bu solenoidler enerjilenir. Valf kelebek tipte olup üzerinde görsel bir valve indikatörü bulunur. 

Normal Akış

Pack switchin pozisyonu out iken valf normal akışını uygular. Valf programda dakikada 55 lb’lik akış sağlar.  Yüksek Akış Pack switchin pozisyonu high iken valve yüksek akış programını uygular. Valve yüksek akış programında dakikada 105 lb’lik akış sağlar. Bu durumda valve yüksek akış programını uygular ve dakikada 131 lb’lik akış sağlar. Flow kontrol ve shut off valve’n çalışması sistemde bulunması 3 adet aşırı sıcaklık şalteri ile kontrol edilir. sistemde bulunan power heat switchlerden birinin aktif hale gelmesini valve’n otomatik olarak kapanmasına ve baş üstü panelindeki (pack) lambasının yanmasına neden olur. Pack lambasının yanması ve flow kontrol shut off valve’n otomatik olarak kapanmasını sağlayan overheat switchler • Kompresör discharge overheat olduğunda (390°F/199°C), • Türbin inlet overheat olduğunda (210°F/99°C), • Pack discharge overheat olduğunda (250°F/121°C) valf kapatır. 2.6.2. Isıl Hissetme Üniteleri ( Thermal Sensing Units ) Soğutma sisteminde; üç ısıl şalter, iki sıcaklık sensörü ve bir sıcaklık indikasyon hissedicisi kullanılmıştır.  Isıl şalterler (thermal switches) Pack çıkışı aşırı sıcaklık şalteri 250°F/121°C’ta çalışır. Herhangi bir pack’te aşırı sıcaklık hissedilirse pack valve kapatılır ve P5 panelindeki pack lambası yanar. Bu şalter, şartlandırılmış hava çek valve’nin önüne yerleştirilmiştir. ACM türbini girişi aşırı sıcaklık şalteri 210°F/99°C’ta çalışır. Şalterin çalışması durumunda pack valve kapanır ve pack lambası yanar. Şalter, tekrar ısıtıcı çıkış hattı üzerine konulmuştur. ACM kompresör çıkışı aşırı sıcaklık şalteri 390°F/199°C’ta çalışır. Bu şalterin aşırı sıcaklık alması valve’n kapanması ve pack lambasının yanması ile sonuçlanır. Şalter, ACM üzerine yerleştirilmiştir.  Sıcaklık sensörleri (Temperature sensors) SAYFA 186


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Ram havası sıcaklık sensörü ve pack sıcaklık sensörleri ayarlanabilir tip direnç elemanlarına sahiptir. Bu elemanlar ısıl değişimlere duyarlıdır. Bu sensörler pack/zone controller için sıcaklık bilgisini temin eder. Uçak havada ve flap’lar yukarıda iken ram havası sıcaklık sensörü pack/zone controller tarafından kullanılır. Pack/zone controller bu sıcaklık bilgisini, ram havası girişi kapağı çalıştırıcısını işletmek için kullanır. Ram havası giriş kapağının modülasyonlu olarak hareket ettirilmesi ile ACM kompresör çıkış sıcaklığı 230°F/110°C’a ayarlanmış olur.  Sıcaklık indikasyon hissedicisi (temperature bulb) Pack sıcaklık hissedicisi ısıya duyarlı direnç elemanları ile imal edilmiştir. Bu hissedici, P5 paneli için sıcaklık bilgisi temin eder. 2.6.3. Pack Sıcaklığı Kontrol Ünitesi (Pack/Zone Temperature Controller) İki adet benzer pack/zone controller, pack çıkış sıcaklığını kontrol eder ve üç bölgesel sıcakık kontrol sistemi oluşturur. Her kontrolcü, ana ve yedek pack kontrolüne ve iki bölge kontrolüne sahiptir. Bu bölgeler kokpit ve yolcu kompartımanıdır. Her pack/zone controller, pack çıkış sıcaklığını ve ram havası sistemini denetler. Kontrolcü, standby modu işlemlerinde karşı pack’i de işletme yeteneğine sahiptir. Pack/zone controller, çeşitli sensörlerden aldığı sinyallerle pack sıcaklık kontrol valfinin konumunu belirler. Bu cihaz elektronik ekipman kompartımanındadır. 3.BASINÇLANDIRMA Basınçlama sistemi, kabin basıncını uçağın her irtifasında deniz seviyesi basıncına yakın bir değerde tutmak üzere dizayn edilmiştir. Uçak yüksekliği ile kabin yüksekliği alkıştan önce aynıdır. Kalkıştan itibaren uçak yüksekliği ile kabin yüksekliği farklı olur. Bu farklılık uçağın inişine kadar devam eder.

3.1.Basınçlandırma Sistem Elemanları 3.1.1 AFT OUTFLOW VALF Kabin basıncını tayin etmek için, kabin içindeki basıncın olarak dışarı (atmosfere) atılmasını sağlar. Bu valfin gövdesi, dikdörtgen şekilli alüminyum malzemelidir. Valf elektrik motoru ile tahrik ettirilir. AC motor veya DC motorla çalışmasını sürdürür. Elektrik akçüatörü frame’ in her bir ucuna bağlanmıştır. Akçüatör, gate’ i bir kavrama ile hareket ettirir. Valfin çalışmasını yalnız bir akçüatör sağlar. Her iki akçüatörün birden çalışmasına gerek yoktur. Akçüatörlerin çalışma testi manual AC ve DC modlar kullanılmak suretiyle ve valfin pozisyonu indikatörden gözlenmek şartıyla yapılabilir. SAYFA 187


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Uçak yerde ve basınçsız iken valf full açıktır.

3.1.2.SAFETY RELİEF VALF Her iki valf, arka kargo kompartıman arkasında ve arka outflow valfe bitişiktir. Valf hava basıncı ile çalışır. Birbirlerinden bağımsız olarak çalışırlar. Differential pressure 8.65 psi’ı aşınca valf açılarak kabindeki aşırı basıncın atmosfere girmesini sağlar. 8.5 psi’ da kapanır.

SAYFA 188


Y/T:………… REV:


3.1.3.NEGATİVE RELİEF VALVE Kabin basıncının dış ortam basınçtan düşük olması durumunda açılır. Uçak gövde yapısı, iç basıncın dış basınçtan fazla olduğu göz önünde bulundurularak dizayn edilmiştir. Dış ortam basıncı, kabin basıncını aştığında (negative differential) negative relief valve açılarak harici havanın kabine girmesini sağlar. Valve’te, üst tarafından menteşeli ve yay yükü ile çalışan bir kapak bulunur. Her ne zaman uçağın dışındaki basınç uçağın içindeki basıncı 1 PSID aşarsa valve kapağı içeri doğru açılarak dışarıdaki havanın içeriye girmesini sağlar. Basınç normale döndüğünde kapak otomatik olarak kapanır.

3.2. Kumanda ve Gösterge Kumandaları SAYFA 189


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 3.2.1. Basınç Kontrolcüsü (Pressure Controller) Basınç kontrolcüsü, AC veya DC motora kontrol sinyalleri sağlar. Kontrolcü giriş sinyalleri, kontrol panelinden sağlanır. Bu sinyaller; kabin basınç sensörü ve uçak yükseklik sensöründen gelen bilgilerle barometrik düzeltme ve hava/yer modu verilerinden oluşur. Kontrolcü, almış olduğu bu sinyalleri değerlendirerek outflow valve’in pozisyonunu ayarlar. 3.2.2.Kontrol Paneli Auto Mode Control – Normal mode Uçuştan önce bütün değerler set edilir ve bütün uçuş boyunca basınçlandırma otomatik olur. Auto modda outflow valve’in AC motoru enerjilenerek valve’n çalışması sağlanır. Auto modda normal rate (normal hız), tırmanış için 500 FPM (feet per minute)’dir. Alçalış için ise bu değer, 350 FPM’dir. Basınçlama sistemi otoda arızalandığı zaman AUTO FAIL (amber) lambası, AIR COND. Lambası ve MASTER CAUTİON lambası yanar. Otomatik mod arızalandığında basınçlandırma kontrolü yarı sistem tarafından yapılır. Auto moddan stand-by moda otomatik olarak geçen daha önceden yedek modun set edilmiş olması gerekir. Aşağıdaki 3 nedenden biri gerçekleştiğinde auto fail olur:  Auto mode devreleri 97 V AC nin altına düşerse ve 14.9 sn beklerse  Kabin içindeki basınç aşırı derecede artarsa  Kabin yüksekliği 13.875 ft’i aşarsa kabin basıncının değişim hızı değeri aşırı derecede olur ve kabin yüksekliği 13.875 ft’in üzerine çıkarsa basınçlandırma kontrolü stand-by moda geçer. Stand-by ve auto fail lambaları yanar. Baş üstü paneli üzerindeki selektör knobu stand-by pozisyonuna alınırsa auto fail lambası söner, stand-by lambası yanar.

SAYFA 190


Y/T:………… REV:


Auto mode Standby Mode Control Uçuştan önce şu kontrolleri yapmak gerekir; Selektör Knob’ ı STANDBY moda alınır ve pressure controller’ ınstandby mod devresi hazır hale gelir.Bütün kontrol devreleri outflow valfin DC akçüatörüne gider. STANDBY lambası yeşil yanar. Kabin rate control üzerinde kabin basıncının rate of change değeri set edilir. Genellikle bu değer 300 feet/min.’ dır. Kabin altitude üzerinde istenilen kabin yüksekliği set edilir. Uçuştan önce uçağın bulunduğu yerin 200 feet altında ön basınçlama yapar. Kalkıştan sonra bu değişiklik düz uçuş boyunca kabin yüksekliğine uygun olur. FLT/GRD switch GRD pozisyonunda iken outflow full açıktır. Bu switch FLt konumuna alındığında pressure controller, cabin altitude readout üzerinde set edilen kabin yüksekliğinin değerine göre kabin basıncını ayarlamak için sinyal gönderir. Bunun SAYFA 191


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ sonucunda outflow valf kapanmaya gider. İniş takımı üzerindeki E11 ground sensing rölesi uçağın yerde yada havada olduğu sinyalini pressure controller’ a gönderir. Gerçek kabin basıncı sensi transducer ile pressure controller’ in ön yüzündeki porttan sağlanır. Bir transducer gerçek kabin basıncını oto mod ve standby mod devreleri için kullanır. Pressure controller, almış olduğu bu sinyalleri değerlendirerek kabin basıncını istenilen değere ayarlar. Air Data Computer, ambient pressure sinyalini pressure controller’ abilgi olarak gönderir. Barometrik pressure correction’ dan pressure controller’ a giriş sinyaleri alınmıştır. Bu sinyaller kalkılan ve inilecek meydandaki harici hava basıncını pressure controller’ a bildirir. Standby mod CAB ALT readout üzerine set edilen değere göre çalışmasını sürdürür. Kontrol panel altındaki tablodan uyugn uçuş yüksekliğine bağlı olarak kabin yüksekliği seçilir.

Standby mod

Manual Mod Control Amaç outflow valfin manual kontrolu ile kabin basıncının kontrolünü sağlamaktır. Manual modda outflow valfin AC veya DC akçüatörü çalıştırılır. Valfin AC akçüatörü SAYFA 192


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ kullanıldığında valfin tüm hareketi 4sn’ de tamamlanır. DC akçüatörü kullanıldığında ise valfin tüm hareketi 8 sn’ de tamamlanır. Kontrol panel üzerindeki toggle switch’ i OPEN/CLOSED pozisyona getirmekle elektrik gücü hazır hale gelir. Bu switch Auto ve Standby modda güç temini için kullanılmaz. OPEN pozisyonu valfe açma kumandası, CLOSED pozisyonuna alınması valfe kapanma kumandası verdirir. Switch OFF’ a yay yüklüdür. Slektör Knob’ ı manual pozisyonuna alındığında MANUAL (yeşil) lambası yanarak pressure controller manual moda geçer. Valf hareketini toggle switch üzerindeki indikatörden izlemek mümkündür. Kabin irtifa, differential pressure, Kabin rate of change değerleri kontrol panel üzerindeki indikatörlerden izlenir.

Manual mod

SAYFA 193


Y/T:………… REV:


11.5 Aletler ve Aviyonik Sistemleri

SAYFA 194


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.5.1.1.Pitot-Statik Göstergeleri Pitot-Statik sistemin amacı; uçak sistemlerine dinamik (pitot) ve ortam (statik) basıncı tespit etmektir. Dâhili bağlantı sistemleri ve komponentleri girişlerdeki basıncı altitude (irtifa) ve airspeed (hız) sinyallerine çevirir. Probe’lar dinamik ve statik basınçları hissederler ve hatlardan geçerek kullanıcı komponentlerine basınç sağlarlar. Buzlanmayı önlemek için problar ısıtılır. Alternatif portlar standby altimetre ya da airspeed göstergesi için statik ve dinamik basınç sağlar. Drain fittingler (boşaltım teçhizatı) pitot-statik sistemde birikmiş suyu boşaltmaya yarar. Pilot mahallindeki üç aletin çalışması için gerekli olan pitot ve statik basıncı sağlar: 1. Hız saati (Pitot Basınç ve Statik Basınç) 2. Altimetre (Statik Basınç) 3. Varyometre (Statik Basınç)

Şekil 1.1. Pitot statik sistem Pitot: Havanın çarpma basıncı, hava içinde hareket eden cisme karşı oluşan basınçtır (toplam basınç=dinamik basınç +statik basınç). Statik Basınç: Durgun atmosferik basınç, etrafımızı saran hava basıncıdır. SAYFA 195


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Pitot Tüpü: Uçakta en az hava karışıklığının (türbülans) olduğu bölgede, uçuş yönüne doğru bakan, içi delik sivri uçlu çubuklara pitot tüpü denir. Uçak uzun süreli park edecekse, pitot tüpü zararlı maddeler, böcekler ve toza karşı kılıfı takılarak korunur. Aksi halde uçuş sırasında yanlış bilgi göstererek tehlikeye yolaçabilir. Pitot-statik sistem, 4 pitot-statik probe, 2 alternatif statik port, 1 window (pencere) ve pitot-statik ısı modülü, 12 drain fitting ve çeşitli teçhizatlar; manifoldlar, tubing(boru), hose(hortum) ve fitttinglerden ( bağlantı elemanı) meydana gelmiştir. Pitot-statik probe’lar uçağın dışına yerleştirilmiştir. Her bir yanda iki tane, 247.6 istasyonunda 3 numaralı uçuş kompartmanı penceresinin altına yerleştirilmiştir. Alternatif statik portlar 406 istasyonuna uçağın her bir yanında bir tane yerleştirilmiştir. Window ve pitot-statik ısı modülü P5 panel üzerine yerleştirilmiştir. Pnömatik (hava ile çalışan) altitude (irtifa) veya airspeed (hız) göstergeleri P1 kaptan cihaz paneli üzerine yerleştirilmiştir.

Şekil 1.2. Pitot probe ve statik portların yerleşimi Pitot statik sistemde uçuş öncesi yapılması gereken kontroller • SAYFA 196

Bütün kılıflar ve tıkaçlar alınmalı ve saklanmalı. FOR TRAINING PURPOSE ONLY

Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ • Bütün tüp ve delikler açık olmalı ve yabancı bir madde tarafından tıkanmamış olmalı. •

Pitot ısıtıcısı çalışır olmalı.

11.5.1.1.1. Altimetre Uçakların deniz seviyesine göre yüksekliğini feet cinsinden gösteren göstergelere altimetre denilir. Statik basınç ile çalışır. Statik basınç deliklerinden alınan hava basıncına göre yüksekliği ölçer. Altimetrelerin hassas elemanı aneroid olup içinde standart gün basıncı (deniz seviyesi=14,7 PSI, 29,93 inch/hg , 1013,2 mb) hapsedilmiştir. Uçak deniz seviyesinde ise aneroidin içindeki basınç ile statik basınç eşit olacağından ibreler 0 feeti gösterecektir. Eğer uçak irtifa aldığında ise statik basıncın düşmesi sonucunda aneroid genişleyecek ve altimetre ibreleri saat istikametinde olmak kaydıyla yüksekliğin artışını gösterecektir. Altimetre görünüş olarak saate benzer. Akrep yelkovan gibi boyca birbirinden farklı üç ayrı gösterge kolu vardır. En uzun olan 100 feet aralığı, orta uzunluktaki kol ise 1000 feet aralığı, en kısa kol ise 10000 feet aralığı gösterir. Kadranın içinde açılmış bir pencereden de bir düğme ile ayarlanabilir baro metrik basınç görülür. Kalkış yapılan veya inilecek yerin barometrik basıncı ayarlanarak doğru yükseklik değerlerinin elde edilmesi sağlanır. Bazı hava alanlarının basıncı standart değerlere uymaz. Uçuş sırasında pilotun altimetreyi değişen dış basınca göre ayarlaması gerekir.

SAYFA 197


Y/T:………… REV:


Şekil 1.3. Altimetrenin yapısı Altimetrelerin okunması; ilk önce 10.000 feet’leri gösteren ters üçgen uçlu ibre okunur. Sonra 1000 feetleri gösteren ortadaki kısa ve kalın olan ibre okunur. Son olarak 100 feetleri gösteren üstte bulunan uzun ibre okunur. Altimetreler üzerinde bulunan barber işareti (Barber pole) alçak irtifa sembolü olup 10.000 feetin altında görülen 10.000 feetin üstünde görünmeyen uyarıcı bir ikaz sembolüdür

Resim 1.1. Altimetre

SAYFA 198


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Barometrik ayar penceresi meydandaki hava yoğunluğu her zaman standart atmosfer değerinde olmadığı için o andaki meydan basıncı girilerek doğru yükseklik değeri elde edebilmek için aletin içine bir kalibrasyon sistemi yerleştirilmiştir. Bu barometrik pencereler genellikle 28,1-31,00 inch/hg veya 950-1050 milibar arasında taksimatlandırılmıştır. Meydan basıncının ayarlanabilmesi için altimetrekerin sol alt köşelerinde barometrik ayar düğmesi vardır.Altimetre ayarlarında referans olarak deniz seviyesinde ısı 15 °C (59 °F) barometrik basınçta 29,92 inch/hg standart bir gün kabul edilmiştir. İyi ayarlanmış bir altimetre deniz seviyesinde standart bir günde 0 feet i göstermesi gerekir. Fakat barometrik basınçtaki değişiklikler ile havanın ısıdaki değişikler altimetrenin 0 feetten daha fazla ya da az göstermesine neden olur. Mesela deniz seviyesinde bir uçağın altimetresi 25 °C’lik sıcaklık ve 29.92 inch/hg bir barometrik basınç altında 0 feet i göstermesine rağmen hava soğur ve o yöreye bir alçak basınç gelir ise altimetre 0 feetten daha fazla (100-200 feet gibi) değerler gösterir. Hava ısınır ve o yöreye bir yüksek basınç gelirse altimetre 0 feetin altında (-100 - 200 feet gibi) değerler gösterir. Sonuç olarak altimetrenin doğru değer gösterip göstermediğini anlamak için eğer uçak yerde ise o yerin deniz seviyesine göre yüksekliğini veya barometrik basıncını bilmek gerekir. Uçuşta ise o anda uçulan mevkideki barometrik basıncın bilinmesi ve bu basıncın barometrik pencereye işlenmesi gerekir. Eğer bilinen barometrik basınç inch/hg ve altimetrenin barometrik penceresi mm/hg ise inch/hg i mm/hg e çevirmek için 25,4 ile çarpmak gerekir. Kabin Altimetresi ( Cabin Altimeter ) basınçlandırılmış tüm uçaklarda bulunur ve kabin basıncını feet olarak yükseklik cinsinden gösterir. Pilot bu göstergeye bakarak kabin basıncının limitler içinde olup olmadığını kontrol eder. Radyo Altimetre ( Radio Altimeter ) 2500 feet yüksekliğin altında çalışmaya başlar. Sistem -20 ile 2500 feet lik menzile sahiptir. Gövde altında bulunan antenler vasıtasıyla bir radyo sinyali yere gönderilir ve geri alınır, geçen süre ölçülür ve buradan da iritifa hesaplanır. Düşük irtifalı uçuşlar süresince ve iniş ve yaklaşmalarda kullanılır. Gerekli irtifa bilgisi PFD üzerinde gösterilir.

SAYFA 199


Y/T:………… REV:


Resim 1.2. Radyo Altimetre Elektriki altimetre uçağın barometrik yüksekliğini gösterir. Aynı zamanda barometrik düzeltme ve altitude referans ayarları için kumandalar içerir. Barometrik altimetre gibi irtifayı feet olarak gösterir ve ADC den (air data computer) aldığı elektrik sinyalini kullanarak çalışır. 26V ACgerilimle çalışır ve içerisinde gerekli DC voltajı sağlamak için bir güç kaynağı vardır. Baro set knop standart deniz seviyesi basıncına ayarlandığında altitude göstergesi basınç yüksekliğini gösterir. Ortam basıncına ayarlandığında, altitude göstergesi, baro-corrected (düzeltme) yüksekliği gösterir.

Resim 1.3. Elektriki altimetre 11.5.1.1.2. Hız Göstergesi (air speed indicator) Hız saati statik hava basıncı ile pitot basıncı arasındaki basınç farkını ölçen diferansiyel basınç (dinamaik basınç=1/2ρV2) göstergesidir. Ana uçuş aletlerinin ilk geliştirilenlerindendir.

SAYFA 200


Y/T:………… REV:


Resim 1.4.Hız göstergesi Hız Saatinin Görevleri: •

Kalkış için normal sürate ulaştığını bildirir.

•

Uçağı stall süratinin üzerinde tutmaya yardımcı olur.

•

Uçak süratinin emniyet limitleri dışına çıkması durumunu ikaz eder.

•

En uygun uçuş sürati için gaz ayarına yardımcı olur.

•

En iyi tırmanış ve süzülüş açıları hesabına esas teşkil eder.

• Dalışta sürat artışı, tırmanışta sürat azalması nedeni ile düz uçuş yapılıp yapılmayacağı kontrolünü sağlar. Hava hızı deniz mili cinsinden ifade edilir. Knot: Deniz Mili (1852 m/saat) Gelişmiş uçaklarda pitot-statik bilgileri Air Data Computer (ADC) bölümüne gider. Bu bilgisayar değerlendirme yaparak verileri LCD ekrana yansıtır. Ayrıca hız göstergesinde, üzerinde kırmızı beyaz çizgiler olan Barber Pole ibresi o anki yükseklik, basınç ve sıcaklığa göre maksimum hız sınırını gösterir.

SAYFA 201


Y/T:………… REV:


Şekil 1.4.Hız göstergesi kesiti

Şekil 1.5.Hız göstergesi

Şekil 1.5’deki göstergede beyaz flap çizgisinin bittiği noktadaki hız “ Vso ” olarak isimlendirilen “FLAP AÇIK STALL HIZI ” dır. Çok motorlu uçaklarda hız göstergesinde iki ayrı işaret daha vardır. Düşük hız tarafında bulunan bir kırmızı çizgi “ UÇAĞIN TEK SAYFA 202


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ MOTOR ARIZALI / GÜÇ ÜRETMEZKEN KONTROL EDİLEBİLECEĞİ EN DÜŞÜK HIZI ” nı gösterir. Buna “ Vmc ” denir. Mavi bir çizgi ise o uçağın gene tek motor arızalı ise “TEK MOTORLA EN İYİ TIRMANMA HIZI” nı gösterir. Bu hız da “Vyse” olarak isimlendirilir. Gelişmiş uçaklarda pitot-statik bilgileri “ AIR DATA COMPUTER” isimli bir bilgisayara gider. Bu bilgisayar değerlendirmeler yaparak gerekli bilgileri standart veya gelişmiş katod tüplü veya sıvı kristal çok amaçlı elemanlara yansıtır. “ Air Data Computer / Flight Computer ” gibi bilgisayarları olan uçaklarda mekanik hava hızı göstergesinde, üzerinde kırmızı beyaz çizgiler olan “ BARBER POLE ” olarak isimlendirilen bir ibre o anki yükseklik, basınç ve sıcaklıkla maksimum hız sınırını hesaplayıp bu “ Maksimum Hız Sınırını ” gösterir. 11.5.1.1.3. Dikey Hız Göstergesi (Varyometre) Statik basınç sistemine bağlı olarak çalışan bu gösterge dakikada feet olarak yükselme veya alçalma hızını yani dikey hızı gösterir. Uçakta iki tane olup kaptan ve yardımcı pilot gösterge panelindedir. Cihazın arkasındaki bir konektörden gelen elektrik ile gece uçuşlarında skalanın rahat okunabilmesi için cihazın içindeki 5 voltluk ampuller beslenir.

V ary om etre feet /da kika olar ak uça ğın tırmanış ve alçalış hareketini gösterir. Pitot statik sistemin statik basınç tüpüne bağlı üç uçuş aletinden biridir. Pilot, alet uçuşu ve eğitim uçuşunda varyometreyi uçağın yunuslama durumunu kontrolde kullanılır. Aletin üst kısmında yükselme miktarını alt kısmında alçalma miktarını gösterir. Kadrandaki işaretler feet/dakika olarak işaretlenmiştir Kadran 0-6000 feet/dak arası tırmanış veya süzülüş veya 0-200 feet/dak arası tırmanış, süzülüş gösterir. Aletin sol altındaki vida ibreyi sıfırlamada kullanılır. Aletin hassas elemanı olan diyafram alet kasasının içine yerleştirilmiştir. Yükseklik değiştikçe atmosferik basınç değişir. Alet mekanizması difizör valf denilen ölçülendirilmiş bir delik düzeni bir basınç hassas elamanı, diyaframın hareketini ibreye aktaran lüzumlu mekanik bağlantılardan meydana gelmiştir. Bu mekanizma hava geçirmez bir kasa içindedir. Bu kasa pitot statik sistemin statik hattına bağlıdır. Uçak yükselirken veya alçalırken diyafram dışındaki hava basıncı diyafram içindekinden farklıdır. SAYFA 203


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Difizör valfi kasa içindeki basıncın aynı değişmesini geciktirerek basınç farkını sağlar. Gecikmeden dolayı basınç farkı, alçalırken diyaframın genişlemesine yükselirken daralmasına sebep olur. Diyaframın bu hareketi ileri geri hareket eden milin dişlilerinin hareketini sağlar. Bunların dönüleri gösterge ibresini hareket ettirir. Uçak yerde ve düz uçuştayken hassas diyafram içindeki ve dışındaki basınç aynı olduğundan ibre 0 da durur. Tırmanış esnasında atmosfer basıncı azalır diyafram içindeki hava boşalacağından diyafram basıncı azalır. Bu durumda kasanın içindeki basınç daha fazla olur. Diyaframın basıncının azalması ibrenin yükseliş kısmını hareket ettirir. Diyafram büzülür ve ibre UP (tırmanış) gösterir. Süzülüşte alet içindeki basınç düşecek diyafram şişeceğinden ibrede 0'ın altında bir değer görürüz. Uçak alçalırken atmosfer basıncı artar ve diyaframın içindeki basınç kasanın içindeki basınçtan daha yüksek olur. Bu durumda diyafram genişler ve ibre DOWN (dalış) gösterir.

Şekil 1.7. Dikey hız göstergesi 11.5.1.2. Jiroskop (Gyroscope) Modern uçaklarda jiroskopik prensiple çalışan göstergeler kullanılmaktadır. Pilot uçağın dışında sabit bir şey göremezse, kendi hisleriyle uçağın konumunu tam olarak bilemez. Gyrolar suni referanslara dayanarak bazı uçak aletleriyle birlikte çalışırlar. Bu aletler sayesinde uçağın konumu ve yönü tespit edilir. Şekilde basitleştirilmiş olarak gösterilen birbirleri içinde iki noktadan birbirine dik olarak yataklanmış çemberler veya silindirik parçaların oluşturduğu mekanizmaya gyro denir. Kendi ekseni etrafında yüksek devirle dönen balanslı bir rotordur. Rotorun montaj şekline göre iki gyroskopik esastan birine bağlı olarak çalışır. Bunlar; rigidity ve precession dır SAYFA 204


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Rigidity: Gyro rotorunun dönüş yönünü koruması değiştirmek istememesi özelliğidir. Gyro konumunu korurken, uçak gyronun etrafında hareket eder. Kendi ekseni etrafında yüksek devirle dönen bir rotor dönüş düzlemini uzaya göre muhafaza eder. Bu durumda gyro rotoru üç eksende çember içine montaj edilmiştir. Uçağın üç etrafındaki hareketi esnasında rotor durumunu bozmaz. Uçaklarda Gyrolar elektrikle veya Pnömatik olarak çalışır. Dönme ekseni birbirine eklemlerle bağlı iki çemberden oluşan destekler üzerinde sürtünmesiz askılarla (gelişmiş gyrolarda elektromanyetik yataklı) bağlanmıştır. Rotor hızla dönerken gyroskop ekseni yer eksenine göre değişmez bir konum alır. Suni ufuk ve Directional gyro (dönüş koordinatörü) bu prensiple çalışır.

SAYFA 205


Y/T:………… REV:


Şekil 2.1. Jiroskop Precession: Kendi ekseni etrafında yüksek devirle dönmekte olan bir gyro rotoruna dönme ekseni üzerinden bir kuvvet uygulandığında dönüş yönünün 90° ilerisinde ters yönde bir kuvvet oluşur. Bu durumda Gyro rotoru iki eksende çember içine monte edilmiştir. Dönüşlerde rotor sabit kalmayıp dönüş yönünün tersine doğru yatacaktır. Rate of turn (dönüş kayış ) göstergeleri bu şekilde çalışır. Rotor 115V AC, 400 Hz, 3 faz gerilimle çalışır. Rotorun dakikadaki devir sayısı gyro tipine göre 12000 RPM ile 24000 RPM arasındadır. rotor normal çalışmada 3-5 dakikada devrini alır. Gerilim kesildiğinde rotorun durması için 10-15 dakika beklenir. Gyrolar çok hassas alet olduklarından taşınmaları sırasında çok dikkat edilmelidir.

Şekil 2.2. Jiroskopun eksen hareketleri SAYFA 206


Y/T:………… REV:


Şekil 2.3 Jiroskopik Ekipmanların Testi 11.5.1.2.1 Suni Ufuk (Standby Horizon) Bu göstergede gyro rotoru dönmeye başladıktan sonra ufuk çizgisini ve yeryüzünü temsil eden çizgi ve şekiller uçağın havadaki pozisyonu ne olursa olsun gerçek ufuk çizgisine paralel kalır. Bu da özellikle görme koşullarının bozuk olduğu havalarda pilota en büyük referanstır. Bu gösterge aynı anda uçağın pitch ve roll konumlarını ve flagler (bayrak) yardımıyla gyro devrelerinin arızalarını gösterir. Bu cihazın içindeki gyro arka plandaki gökyüzünü temsil eden mavi, yeryüzünü temsil eden kahverengi yüzeyi hep yeryüzüne paralel tutar ve bu ikisinin birleşme çizgisi gerçek ufku yansıtır. Cage knob’ı herhangi bir anda kendimize doğru çektiğimizde, gyronun düzeltme zamanını azaltmış oluruz. Yaklaşık 30 saniyedir. Gyro sabit bir yatay referansa tamburun dengesini sağlar. Minyatür bir uçak sembolü yatay referans için pitch ve roll konumlarını gösterir. Roll skalası kasanın üst yarım tarafı üzerinde, pitch skalası ise tamburun üzerinde gösterilmiştir.

Şekil 2.4. Suni ufuk SAYFA 207


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Gyro için 28 V DC gerilim gereklidir. Rotorun hızı 23000 RPM dir. (dakikadaki devir sayısı) dikey hassasiyet 0.5º dir. Düzeltme oranı yaklaşık 3º dir. Yaklaşık olarak 3 dakikada devrini alır. 10 dakikada durur. Roll skalası 60º sol ve 60º sağ arasında derecelendirilmiştir. Pitch skalası dalışlar için gri, tırmanışlar için mavi üzerine beyaz işaretler arasında derecelendirilmiştir. Aydınlatma lambaları 5 V AC, 400 Hz ile beslenir. Cihazın arkasına pinli connector (bağlantı soketi) monte edilmiştir. Gösterge 4 vida vasıtasıyla tutturulmuş ve 5º lik eğimli bir açıyla cihaz paneli üzerine yerleştirilmiştir. 11.5.1.2.2. Konum Yön Göstergesi (Attitude Dırector Indıcator=ADI) ADI uçağın pitch ve roll konumlarını vertical gyro’dan (yön göstergesi) aldığı bilgilerle derece olarak flight director roll ve pitch kumandalarını, süzülüş açısını (Glide Slope) pisti karşılama (rising runway), dönüş ve yatışı (Rate Of Turn) gösteren indikatördür. Uçakta iki adet olup kaptan ve yardımcı pilot gösterge panelindedir. Pitch ve roll konumu göstergedeki sabit uçak sembolüne göre bir ufuk hattı ve tambur(küre) tarafından gösterilir. Kürenin üst yarım tarafı (mavi boyalı) tırmanışı, alt yarım tarafı (siyah boyalı) dalışı gösterir. İki renk arasındaki beyaz renk ise ufuk hattıdır. Roll konumu beyaz bir ibre ile gösterilir.

Resim 2.1.Konum göstergesi 11.5.1.2.3. Yön Göstergesi (Directional Gyro) İstikamet (yön) göstergesi Flux valfden gelen manyetik yön bilgisi ile set edilerek, uçağın manyetik kuzeye göre yönünü derece olarak bildirir. Uçakta iki adet olup genellikle aviyonik kompartımanındadır. Gyro rotoru 115 V AC, 400 Hz, 3 faz gerilimle çalışır. Rotor dönüş ekseni arza paralel olup dakikada 12000 RPM hızla döner. Yaklaşık olarak 3 dakikada normal devrini alır. Gyro rotoru 3 çerçeve içine yerleştirilmiş olup Rigidity prensibine göre çalışır. Flux Valf: Arzın manyetik alanını hissedip, manyetik kuzeye göre yön bilgisini veren SAYFA 208


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ alettir. Uçağın manyetik sahasından uzak olan kanat uçlarına birer adet yerleştirilmiştir. Primer sargısı 23,5 V AC, 400 Hz gerilimle beslenir. Arzın manyetik alanını hisseden sekonder sargısında 800 Hz lik gerilim indüklenir. Söküp-takma işlerinde mıknatıslanmayan takımlar kullanılır.

Resim 2.2.Yön göstergesi

SAYFA 209


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.5.1.2.4. Yatay Durum Göstergesi (Horizontal Situatıon Indicator=HSI) HSI uçağın manyetik heading (yön), course (radyo yolu), course deviation (radyo yolundan sapmalar) ve glide slope’u (süzülüş açısını) gösteren alettir. Pilot bu gösterge ile gelinen ve gidilen rota noktalarına göre uçağın pozisyonunu tespit eder. Ayrıca kırmızı renkli HDG bayrağı yön arızasını, sol alt köşede bulunan 4 adet sembol ilgili sistemin arızalı olduğunu gösterir. DME (Distance Measuring Equipment) penceresi uçak ile yer istasyonu arasındaki mesafeyi deniz mili olarak gösterir. TO /FROM bayrağı üçgen şeklinde olup, VOR Navigasyon istasyonu uçağın önünde ise; course oku başucunu, arkasında ise; course oku kuyruk kısmını gösterir. 0-360º taksimatlı kompas kartı uçağın manyetik yönünü derece olarak gösterir. HSI uçakta iki adet olup kaptan ve yardımcı pilot gösterge panelindedir.

Şekil 2.5. Yatay Durum göstergesi

Resim 2.3. HSI

SAYFA 210


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.5.1.2.5 Vertical Gyro (Durum jiroskopu) Vertical gyro uçağın pitch ve roll kumandalarını hissedip sinkrolar vasıtasıyla konum yön göstergesine (ADI), Flight Director, otopilot ve radar sistemine bilgi verir. Gyro rotoru 115 V AC, 400 Hz, 3 faz gerilimle çalışır. Rotor dönüş ekseni arza dik olup dakikada 11000 RPM hızla döner. Yaklaşık olarak 3 dakikada normal devrini alır. Circuit breaker’ı (sigorta) P18 panelindedir. Rotor 3 çerçeve içine monte edilmiş olup Rigidity prensibine göre çalışır. Cihaz üzerindeki ok uçağın burnunu gösterecek şekilde monte edilmesi gereken jiroskop, aviyonik kompartımanına yerleştirilmiştir.

Resim 2.4. Gösterge Sistemlerinin Yerleşimi 11.5.1.2.6. Turn And Slip Indicator (Yatış Ve Dönüş Göstergesi) Bu gösterge pilota savrulmadan, kaymadan, dengeli ve koordineli bir dönüş yaptıracak bilgileri verir. İki göstergeden oluşmaktadır. İçinde bulunan gyro burnun yön değiştirme hızını verir. Yatış Göstergesi: Düz ve ufki uçuşta siyah bilye tüpün ortasında durur. Koordineli dönüşte yine ortada kalır. Dönüş oranına göre yatış az olursa siyah nokta ters tarafa kayar (Merkez kaç kuvveti yerçekimi kuvvetinden fazladır). Bu şekildeki uçuşa savruluş denir. Yatış miktarı dönüş oranına göre fazla ise siyah nokta dönüş tarafına doğru kayar. Bu tür uçuşa kayış denir. Dönüş Göstergesi: göstergenin gyroskop kısmıdır. Uçağın sağa-sola dönüş miktarını gösterir. Kadran üzerinde 3 referans işareti vardır.

SAYFA 211


Y/T:………… REV:


Resim 2.5. Dönüş Oranı Göstergesi

Şekil 2.6. Göstergenin çalışması 11.5.1.3. Pusulalar Manyetik pusula, uçağın yönünü manyetik kuzeye göre derece cinsinden gösterir. Bu alet yerin manyetik alanı etkisiyle çalışır. Gösterge içerisinde bir doğal mıknatıs vardır. SAYFA 212


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Her uçakta bulunan manyetik pusula serbestçe dönebilen bir mıknatıstan ibarettir. Gerçek kuzeye göre belirli bir açı kadar hata yapar ve pilotlar bunu da dikkate alır. Uçaklarda bu pusulalar pilot mahallinde manyetik alanın en az olduğu yere yerleştirilir.

Resim 3.1. Pusula Gelişmiş modern uçaklarda elektrik ve elektronik sistemlerin artması nedeniyle kokpitte bulunan klasik pusulanın etkilenmesi, hatalı gösterme ihtimalini artırmıştır. Bu nedenle gyro ile çalışan HSI (Horizontal Stuation İndicator), DG (Directional Gyro) gibi göstergelere veya cam kokpit olarak isimlendirilen katot tüpü yada LCD göstergelere manyetik yön bilgisini veren ayrı bir sistem bulunur. Bu sistemde yeryüzünün manyetik alanını hisseden ‘flux valf’ ya da magnetometer olarak isimlendirilen cihazlar manyetik yön bilgisini elektrik sinyallerine çevirerek yönsel gyroyu buna göre yönlendirir ve uçağın bilgisayarına bu bilgiyi aktarır. Flux Valf genellikle uçağın kanat ucunda bulunur.

Manyetik pusula çoğunlukla hafif uçaklarda bulunur ve manyetik kuzeyi gösterir. Manyetik pusulanın güvenilir olarak kullanılabilmesi için sınırlamaların ve doğal özelliklerin iyi bilinmesi gerekmektedir. Bu özellikler; manyetik değişim miktarı, pusula sapması ve manyetik kuzeydir. Bunlara ek olarak, hakiki kuzey ile manyetik kuzey arasındaki açı farkı her zaman dikkate alınmalıdır. Uçuş öncesi manyetik pusulanın içindeki sıvının tam olduğundan emin olunmalıdır. Rule esnasında herhangi bir takılma olmadan çalıştığı ve referans olarak alınan noktalarda doğru gösterip göstermediği kontrol edilmelidir. Gösterge tüm uçuş süresince kullanılacağından, uçuş öncesi kontrollerde arızalı olduğu anlaşıldığında asla uçulmamalıdır.

SAYFA 213


Y/T:………… REV:


Resim 3.2. Pusula test cihazı

Şekil 3.1. Pusula ile yön tespiti 11.5.1.4. Hücum Açısı Göstergesi Hücum açısı (angle of attack) kanat kesitinde kord hattının hava akış doğrultusuyla yaptığı açıdır. Sabit hızda hücum açısı bir miktar artırılarak taşıyıcı kuvvet (lift) artırılabilir. Bu artırma o uçağın kritik hücum açısına kadar geçerlidir. Bu kritik açıdan sonra kanadın üst yüzeyindeki hava akımı bozulur, girdaplar oluşur ve ‘stall’ olarak isimlendirilen süratsiz kalma ve havada tutunamama olayı gerçekleşir. Uçaklarda taşıma SAYFA 214


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ kuvvetini artırmak için kanat hücum açısı gövdenin boylamsal eksenine göre bir miktar artırılarak tasarlanmakta ve yapılmaktadır. Bu açı düz uçuşta modern uçaklarda birkaç derece civarındadır ve ‘angle ofincidence’ olarak isimlendirilir. Böylece kanat alt yüzeyinde oluşan ek basınç ile ek bir taşıma kuvveti elde edilmektedir. Fakat kanat uçlarının ‘incidence’ açısı kanadın gövdeye bağlantı yerindeki açıdan birkaç derece daha azdır ve kanat ucu hafif burkulmuştur. Bu burkulmaya ‘washout’ veya ‘twist’ denir. Kanat ucundaki bu bükülmenin amacı kanat uçları firar kenarlarında bulunan kanatçıkların (aileron) verimini artırmak ve stall durumunda kanatçık kontrolünü devam ettirmektir. Stall yüksek hücum açısında olduğundan kanat uçları daha küçük hücum açısı nedeniyle, gövdeye yakın olan kısma göre daha geç stall olur. Böylece stall başlangıcında pilot kanatçıklara kumanda edebilir.

Şekil 4.1.Hücum açısı

Resim 4.1. Çeşitli hücum açıları göstergeleri

SAYFA 215


Y/T:………… REV:


Resim 4.2. AOA Sensör ve göstergesi 11.5.1.5. Ani Hız Düşümü Uyarı Göstergesi (Stall Warnıng Indıcator) Uçağın havada tutunabilmesi için hızını belli bir değerin altına düşürmemesi gerekir. Bu hızın altında uçak havada tutunamaz ve ani olarak yükseklik kaybeder. Bu olayın nedeni ise tamamen kanadın hücum açısı ile ilgilidir. Özellikle kalkış ve iniş sırasında ve alçak irtifada olan stall durumları kaza ile sonuçlanır. Yüksek irtifada düz uçuş sırasında olan stall da uçak burnunu aşağı doğru vererek ve motor gücünü artırarak stalldan kurtulabilir. Burada kanat hücum açısı (AOA) ile kanadın yatayla yaptığı açıyı birbirine karıştırmamak gerekir. Bu açı kanat ile kanat üzerinden akan hava akımının arasındaki açıdır. Uçak yere paralel uçarken hatta yatış veya ters uçuşta bile stall olabilir. Yüksek hücum açısı stall’a neden olur. Uçakların tasarım karakteristiklerine göre düşük hızda belirli bir hücum açısının üzerine çıktığı zaman kanat üst yüzeyindeki düzgün hava akımı karışır, kanadın üst yüzeyini takip edemez, türbülans denilen hava girdapları oluşur ve taşıma kuvveti düşer. Bu açıya kritik hücum açısı denir. Düşük hızda stall şu şekilde gerçekleşir: Uçağın hızının azalmasıyla taşıma kuvvetinin azalması yere yatay durumda olsa bile uçakta yükseklik kaybına yol açar. Uçak hem ileri hareket ederken hem de yüksekliğin kaybından dolayı hava akımı kanada yatay olarak değil, alttan daha yüksek hücum açısıyla çarpar. Yani AOA yükselir. Kanadın üzerini takip edemeyen hava akımı karışır ve türbülansa girer. Yüksek hızlarda ani yapılan dengesiz manevralarda kanat üzerindeki hava akışını bozarak stall’a neden olabilir. Stall Hızını Etkileyen Faktörler: • Türbülans: Havadaki türbülanslar özellikle iniş durumunda yavaş uçan uçaklarda uçak normal stall hızının üzerinde uçsa bile stall olmasına yol açar. Bu yüzden uçaklar iniş sırasında hava türbülanslı ise daha yüksek bir yaklaşma hızı ile inerler. • Yatış Açısı: Yatay durumdaki uçakların stall hızları ile yatış yaparken olan stall hızları aynı değildir. Düz uçuşta daha düşük olan stall hızı ani ve keskin yatışlarda daha yüksek hızlarda olur. SAYFA 216


Y/T:………… REV:


Ağırlık: Uçağın ağırlığı arttıkça stall hızı artar.

• Ağırlık Merkezinin Yeri: Uçaktaki ağırlık merkezi fazla miktarda önde olursa pilot uçağın burnunu yukarı kaldırmak için yatay dümenleri yukarı konumuna getirmek ve hızı artırmak zorundadır. Bu konumda uçak normal stall hızından daha yüksek hızda stall olur. Ağırlık merkezi geride olursa stall hızı azalır. • Flaplar: Flaplar açılarak uçakların stall olma hızı düşürülür. Flaplarla uçaklar daha yavaş bir hızla stall tehlikesi olmadan inebilirler. • Buzlanma: Kanatların üzerinde olan buzlanma kanat üst yüzeyindeki düzgün hava akımını bozar. Bu da stall hızını artırır hatta uçuşu tehlikeli hale sokar. Stall İçin Alınan Önlemler: Stall olma aşamasında kanat üzerindeki kontrol yüzeylerinde oluşan türbülans nedeniyle uçakta titreme ve sarsıntı başlar. Bu sarsıntıdan hemen once ‘stall uyarıcı’ (stall warning) uyarı sistemleri, ışıkla ve sesle, bazı uçaklarda da pilot levyesini suni olarak sarsıcı bir mekanizma (stick shaker) ile pilotu uyarır. Stalldan kurtulmanın tek yolu hücum açısını artırmak veya motor gücünü artırmaktır. Bu nedenle birçok modern uçakta stall durumunda pilot bir şey yapmazsa, otomatik olarak levyeyi ileri iterek (stick pusher) uçağın burnunu yönlendiren sistemler bulunmaktadır.

Resim 5.1.LRI ve yerleşimi

SAYFA 217


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.5.1.6. Diğer Gösterge Sistemleri •

Motor Göstergeleri: o

Motor Devir Saati; RPM

o

Yakıt Basıncı

o

Yakıt Sıcaklığı

o

EGT (Exhaust Gas Temperature=Egzoz Gazı Sıcaklığı) EPR (Exhaust pressure Ratio= Egzoz Gazı Basıncının Motor Girişindeki Basınca Oranı)

o

•

o

ITT (Inlet Turbine Temperature= Türbin Giriş Sıcaklığı)

o

Yakıt Akış Göstergesi

o

Yakıt Miktarı Göstergesi

o

Yağ Basıncı

o

Yağ Sıcaklığı

o

Yağ Miktarı

İklimlendirme ve Basınçlandırma Sistemi: o Kabin Altimetresi o Kabin Varyometresi o Kabin Sıcaklığı o Dış Sıcaklık

•

Hidrolik Sistem o Hidrolik Yağ Basıncı o Hidrolik Yağ Sıcaklığı o Dış Basınç

•

Pnömatik Sistem o Basınç Göstergesi

SAYFA 218


Y/T:………… REV:


Uçuş Kontrol Yüzeyleri Göstergeleri o Flap Slat Pozisyonları Göstergesi o Spoiler o Ana Uçuş Kontrol Yüzeyleri İndikatörü

•

Saat

•

İniş Takımı Pozisyon Lambaları

•

Uyarı Lambaları

Resim 6.1 Motor göstergeleri 11.5.1.6.1. Motor göstergeleri RPM veya takometre sistemi motorların düşük (N1) ve yüksek(N2) basınç rotor gruplarının dönüş hızlarını ölçer ve bu devir sayısını yüzde olarak gösterir. Her bir motorda 2 takometre jeneratörü ve merkez alet panelinde bu jeneratörlerden alınan bilgilerle motor devirleri bir gösterge üzerinde gösterilir. SAYFA 219


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ EGT sistemi motorun egzoz sıcaklığını santigrat derece olarak gösterir. Her motorda birbirine paralel bağlı çok sayıda hissetme probu bulunur. Bu problar, bir direnç ayar kutusundan geçerek EGT göstergesine ulaşır. EGT aleti sıcaklık problarının ürettiği mV mertebesindeki elektrik enerjisi ile çalışır. EPR, egsoztaki toplam basıncın, motor girişi toplam basıncına oranıdır. EPR bir bakıma havanın motor içinde ne kadar hızlandığını gösterir. Sistem motor giriş ve egsoz basınçlarını hisseden problar, EPR transmitteri ve bir göstergeden oluşur. Giriş ve egsoz basınçları borular aracılığıyla transmittere iletilir. Transmitter çıkışındaki elektrik sinyal gösterge içindeki alıcı mekanizma tarafından ibre hareketlerine dönüştürülür. Yakıt akış sisteminin amacı bir motorun saatte yaktığı yakıt miktarını KGPH (kilogram per hour) veya PPH (pound per hour) olarak göstermektir. Sistem bir güç ünitesi, yakıt akış transmitteri ve göstergeden oluşur. Yağ basınç göstergesi yağ basınç manifoldundaki yağın basıncını PSI olarak gösterir. Sistemde bir basınç transmitteri ve buna bağlı bir gösterge bulunur. Transmitter içinde bulunan diyafram basıncı hisseder, diyaframa bağlı manyetik mekanizma basınç bilgisini elektrik bilgisine çevirir. Yağ sıcaklığı yağın dönüş hattı üzerinde bir transmitterin ürettiği elektrik sinyali ile çalışan bir gösterge üzerinden okunur. Yağ miktar göstergeleri yağ depolarındaki yağ miktarını galon olarak gösterir. (1 galon =3.75lt. ) Miktar ölçme sistemi bir gösterge, tank probu ve elektronik devreden oluşur. Tank probu kapasitif olarak çalışmaktadır. Prob iç içe yerleştirilmiş iki borudan ibarettir. Yağın ve havanın elektrik katsayıları farklı olduğundan tankın içinde yağın miktarına bağlı olarak probun kapasitesi değişecektir. Bu kapasite köprü devresiyle elektrik sinyaline çevrilip yükseltildikten sonra göstergeye iletilir. 11.5.1.6.2.Hidrolik sistem göstergeleri 1-Basınç göstergeleri: Hidrolik sistemdeki sıvı basıncı, hem pompa çıkışı için hem de fren akümülatörü için ölçülüp gösterilmektedir. Basınç ölçümü, hidrolik hattı ya da manifoldu üzerine yerleştirilmiş bir basınç transmitteri ile yapılır. Basınç aleti basıncı PSI olarak gösterir. 2-Miktar göstergeleri: Hidrolik depolarındaki sıvı miktarı kapasitif problarla ölçülür. Bu işlem motor yağ miktarının ölçülmesinde olduğu gibidir. Gösterge hidrolik sıvı miktarını oran olarak yada quart olarak gösterir. 11.5.1.6.3. Uçuş Kumanda Göstergeleri İki başlık altında incelenecektir: 1-Kumanda Yüzeyi Konum Göstergesi: İrtifa ve istikamet dümen konumlarını bir skala üzerinde hareket eden ibrelerle gösterir. Kumanda yüzeylerine monte edilmiş konum sensörlerinden sağlanan sinyallerle çalışır. SAYFA 220


Y/T:………… REV:


Şekil 6.1.Kumanda Yüzeyi Konum Göstergesi

SAYFA 221


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 2-Flap/slat Konum Göstergesi: flap ve slat pozisyonları bu gösterge üzerinden takip edilir. Gösterge üzerinde her flap ve slat parçasına denk düşen lambalar bulunmaktadır. Lambaların amber renkte yanması yüzeylerin hareket halinde olduğunu, yeşil renkte yanması yüzeylerin açık olduğunu ve ışık vermemesi de yüzeylerin kapalı olduğunu ifade eder. Sistem flap ve slat bölgelerine yerleştirilmiş transdüserler sayesinde çalışır.

Şekil 6.2. Flap/slat Konum Göstergesi 11.5.1.6.4. Saat : Uçakta kaptanın ve F/O nun olmak üzere iki saat bulunur. Saat GMT zamanını, uçuş süresini ve kronometreyi gösterir. Saatler çeşitli uçak sistemlerine zaman bilgisi sağlar. Kaptan saatinin arızalanması durumunda ve yedek bir saatle değiştirilmesi söz konusu değilse kaptan saati öncelikli olduğundan F/O nun ki ile yer değiştirilir.

Şekil 6.3. Saat SAYFA 222


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.5.1.6.5. İniş Takımı Göstergesi (Landing Gear Indicator) Bu gösterge üzerinde; Landing gear indicator lights, Landing gear lever, Override Trigger ve Landing gear limit speed tablosu bulunmaktadır. Bu panel Center Inst Panel üzerinde yer alır.

Resim 6.2. İniş Takımı Göstergesi

SAYFA 223


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.5.2 UÇAK AVİYONİK SİSTEMLERİ 11.5.2.1. Plan ve Hareket Sistemleri Temel İlkeleri Havacılıkta uçuş öncesinde yapılan hazırlık çalışmalarını kapsar. Bir uçuş için gerekli olan tüm bilgiler uçuş öncesinde ilgili bilgisayar ve uçuş komponentlerine girilir. Güvenli bir uçuş için kalkıştan önce yapılan planlamada, yol boyunca (enroute) kat edilecek arazinin ve arazi üzerindeki insan yapısı engellerin ve inilecek meydanın yüksekliğinin bilinmesi çok önemlidir. Planlamalarda bu amaçla ve çok titiz bir şekilde hazırlanan havacılık haritaları (chart) kullanılır. Tepeler, televizyon/radyo anten direkleri, su kuleleri, yüksek gerilim hatları ve benzeri insan yapısı diğer engeller ile meydanların yükseklikleri bu haritalarda yer alır. Ayrıca uçuş öncesinde yolcu sayısı, uçak ağırlığı, yakıt durumu hava koşulları bilgisi de pilotlara verilir. Pilot tüm verileri girerek uçağın ağırlık merkezini hesaplar ve güvenli bir kalkış için verileri elde eder. Güvenli ve konforlu bir uçuş için pilota yardımcı olan otomatik uçuş, haberleşme ve seyrüsefer sistemleri bulunmaktadır. 11.5.2.1.1. Otomatik Uçuş Bir uçağı, verilen bir doğrultuda, sürekli olarak yatay uçuşta tutmak ve yönetmek için geliştirilmiş seri kontrol mekanizmaları "Otomatik Pilot" ya da "Otopilot" olarak adlandırılır. Bu sistem sayesinde, uzun süreli uçuşların yorucu yükü pilot üzerinden alınarak, gerekli seyrüsefer işlemlerini yapabilmesi için yeterli olanak tanınır. Pilot; sürekli uçuşta, uçağı kontrol ederken, uçağın seçilen sürekli durumdan ayrıldığını gözleriyle görerek anlamak, uçağı ilk duruma geri getirmek için uygulanacak manevraya karar vermek ve bunun sonucu olarak kas gücüyle, ilgili kumanda yüzeyinin levyesine uygun yönde ve miktarda kuvvet uygulamak zorundadır. Bu durumda, bir otomatik pilot sistemi, bir insan tarafından yerine getirilen anlama, komuta etme ve uygulama görevlerini aynen kopya etmelidir. Hava yolu ulaşımı, tepkili uçakların hizmete girmesinden sonra, yeni işletme problemleriyle karşılaşmıştır. Tepkili uçaklar, yerlerini almış oldukları piston motorlu uçaklardan çok daha geniş bir menzile sahiptir. Tepkili uçakların, seyrüsefer ve yaklaşma hızları, hemen hemen piston motorlu uçaklarınkinden iki kat daha fazladır. Bundan başka, tepkili uçakların "koltuk x kilometre" cinsinden üretim özellikleri, öncekilerden üstün olmakla birlikte, fiyatları çok yüksektir. Bu durum, havayolu işletme şirketlerini, uçaklardan maksimum faydalanma yöntemleri aramaya sevk etmiştir. İlk tepkili uçakların sınırlı uçuş süresi, daha hassas bir seyrüseferin gerekli olduğunu ortaya çıkarmıştır. Performansların çabuk gelişmesi, daha etkin otomatik uçuş kumanda sistemlerine ihtiyaç olduğunu göstermiştir. Hava yolu ulaşımı, meteorolojik faktörlerin yarattığı engellemeleri yenmek için devamlı bir şekilde uğraşmaktadır. Havacılıkta, otomatikleşme eğilimi, son yıllarda gelişmiş ve zorunlu bir hale gelmiştir. Bu otomatikleşme, büyük ölçüde, uzay araştırmaları ile gerçekleşen elektroniğin hızla ilerlemesi sayesinde mümkün olmuştur. Otomatikleşmenin amaçları şunlardır: SAYFA 224


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ İlk başta, uçak bordasındaki bazı görevlerin otomatik oluşu, hizmetin kalitesini, emniyetini, düzgünlüğünü ve rahatlığını iyileştirme olanağı sağlar. Meteorolojik şartlar nedeniyle bir uçuşun gerçekleştirilememesi riskini azaltır. Mürettebat, sıkça tekrarlanan ve yorucu olan mekanik işlerden kurtulur ve bir insanın yapmasının zorunlu olduğu işlere daha fazla zaman ayırabilir. İş yükünün hafiflemesi sayesinde, bütün uçuş süresince gerçekleşen olaylar daha iyi gözlemlenebilir ve böylece emniyetin artması sağlanır. Buna ek olarak, yeni uçakların fazla karışık olmalarına rağmen, mürettebat sayısını azaltmak mümkün görülmektedir. Otomatik Pilotun Görevleri; Uçak, üç kumanda ekseninde yeterli bir kararlılığa sahiptir ve bu eksenler etrafındaki durumunda herhangi bir değişim olmaz ise havada yatay doğrusal uçuş yapmak üzere ayarlanabilir. Yakıt depolarının boşalması ve uçak içindeki mürettebat ve yolcuların yer değiştirmeleri sonucu, uçağın denge ayarı değişebilir. Bu değişim, otomatiksel olarak veya pilot tarafından düzeltilmedikçe, uçağın uçuş durumu bozulacaktır. Diğer taraftan, en büyük ve en sık denge değişimleri, bazı atmosferik şartlar altında görülen havadaki çalkantılardan ya da sağanaklardan doğmaktadır. Sağanaklar, uçağa herhangi bir doğrultuda çarpabilir ve uçağın tamamını veya bir parçasını etkileyebilir. Örneğin; yatay doğrusal devamlı uçuş yapmakta olan uçağın sol yanına, zaman başlangıcı olarak seçilen bir anda, sağanak çarpmış olsun. Uçak, düşey ekseni etrafında kararlı bir dengeye sahip olduğundan, ortalama sağanak basınç kuvveti, uçak kütle merkezinin gerisinde etkili olacaktır ve uçakta sola doğru bir sapma momenti doğuracaktır. Bu momenti karşılamak ve uçağın uçuş doğrultusundaki bozulmayı önlemek için, düşey kumanda yüzeyi sağ yana oynatılmalıdır. Pilot veya otomatik pilot, uçağın uçuş durumunda meydana gelen bir bozulmayı, ancak bozulma başladıktan sonra anlayabilir. Bu yüzden uçağın uçuş doğrultusundaki bozulma anlaşılmadan önce, uçakta bir miktar sapma olacaktır. Bundan başka, mekanik sınırlamalar, kumanda yüzeyinin derhal harekete geçirilmesini gerektireceğinden, sola yönelmiş sağanak sapma momentini karşılayacak olan, kumanda yüzeyinin sağa hareketinin etkisi başlayıncaya kadar da bir süre geçecektir. Uçak ilk uçuş doğrultusuna gelmeden önce, bu durumu aşmaması için kumanda yüzeyleri bir süre sonra zıt tarafa oynatılmalıdır. Herhangi bir anda, düşey ekseni etrafında uçağı etkileyen net sapma momenti; sağanak momenti ve kumanda yüzeyi momentinin cebirsel toplamına eşittir. Burada, basitlik düşüncesiyle, aerodinamik dirençten doğan söküm momentini ihmal etmek sureti ile uçağın bu sapma hareketindeki açısal ivmenin, dinamik kanunlarına göre, her an net sapma momenti ile orantılı olduğu söylenebilir. Böylece, zamanın fonksiyonu olarak çizilen net sapma momenti eğrisi, sapma hareketindeki açısal ivmenin değişimini gösterecekti. İvme eğrisinin zamana bağlı olarak integrali alınırsa, herhangi bir andaki açısal hız elde edilir. İkinci bir integral ile de uçak doğrultusundaki açısal sapmanın derecesi bulunabilir. Günümüzde, askeri ve sivil bütün uçaklarda standart bir donanım olarak bulunan SAYFA 225


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ otomatik pilotun görevleri şunlardır: • Pilotun işini hafifletme: Devamlı doğrusal ve yatay uçuşun tutulması, daha ayrıntılı olarak, yüksekliğin, hava hızının veya mach sayısının ve rotanın daima sabit tutulması sık sık tekrarlanan usandırıcı ve yorucu bir iştir. 1939–1945 yılları arasındaki İkinci Dünya Savaşı'ndan önce, daha basit bir sisteme sahip olan otomatik pilot ile yüksekliği ve rotayı sabit tutmak olanağı sağlanmıştır. • Hassas manevraların yapılması: Bazı manevralar, pilottan büyük bir beceri ve devamlı dikkat gerektirir. Bunların dikkatsizce yapılması uçuş emniyetini tehlikeye sokabilir. Bunun tipik bir örneği, kapalı havalarda ve çok zayıf görüş şartları altında bir iniş pistine yaklaşma manevrasıdır. Pilot, yerel bir radyo-elektrik cihazdan, ideal bir yaklaşma doğrultusu ile birlikte uçağın yeri hakkında bilgi alır ve bu yaklaşma doğrultusu üzerinde tutunmak için uygun manevraları saptayarak uygular. Bu yaklaşma manevrası, bir otomatik pilottan istenebilir. Böylece uçuş emniyeti artırılır, yaklaşma doğrultusu daha hassas şekilde tutulur ve yaklaşma sırasında pilot, kendini tamamen uçuşun kontrolüne ve izlenmesine verebilir. • Uçuş özelliklerinin geliştirilmesi: Yeni uçaklarda, performanslar ve uçuş özellikleri (kumanda ve kararlılık) arasındaki en iyi uzlaşmanın saptanması zordur. Uçuşun bazı evrelerinde, pilotun yerine, tamamen otomatik pilot konamaz. Otomatik pilot, uçağa daha iyi bir kararlılık sağlamak için, pilota yardımcı olmak üzere kullanılır, gerekli kumandaları vererek kontrol yüzeylerini hareketlendirir. Bu tip otomatik pilota, otomatik kumanda da denir ve otomatik kumanda yaygın olarak kullanılır. Hızlı manevraları sınırlayan "amortisörler" de bu kategoriye dâhildir. Ayrıca, otomatik pilot, seyrüsefer ünitesine, VOR ve ILS donanımına bağlanabilir ve böylelikle, verilen bir rota veya yol doğrultusu, otomatik olarak izlenebilir. Özetlersek, uçak bordalarında, otomatikleşme ile gerçekleştirilmesi düşünülen amaçlar; hizmet kalitesinin, emniyetin ve düzenin geliştirilmesi, altyapı tesislerinden daha iyi yararlanılması ve personel ile bakım etkenliğinin artırılmasıdır. 11.5.2.1.2. Otomatik Pilotun Çalışma Prensibi Daha önce de söylediğimiz gibi, bir otomatik pilot, bir pilotun görevlerini başarabilmelidir. Buna göre de otomatik pilot, en az üç temel birime sahip olmalıdır: • Alıcı: Bu birim, insan beyninin görevini yapan, uçağın durumunu tespit etmek üzere yere bağlı sabit referans doğrultular veren ve bu referans doğrultulardan itibaren uçak eksenlerinin ayrılışını fark eden veya alan cihazlardır. Yapay ufuk tipi bir düşey jiroskop, uçağın uzunlama ve yanlama eksenlerinin yatay durumdan ayrılışını alır. Ayrıca bir yön jiroskopu da, uçak uzunlama ekseni ve meridyen doğrultusu arasındaki açıyı, yani uçak rotasının değişimini alır. Jiroskoplar, donanımın yapısına bağlı olarak, pnömatik veya elektrik enerjisi ile çalışır. Daha yeni otomatik pilot donanımında, bu iki alıcı cihaza ek olarak, uçağın her üç ekseni etrafındaki açısal hızını ölçen, jiroskoplu, üç tane açısal hız göstergesi (accelerometer) de bulunmaktadır. İletici devre, amplifikatör ve röle: Bu birim, alıcı tarafından saptanan, uçağın SAYFA 226


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ durumundaki değişimi düzeltmek için üçüncü birim servomotorlara uygun komutu iletir. Jiroskopta tepkinin küçük olması istendiğinden, alıcıdan gelen sinyal genellikle zayıftır. Bu sinyal, amplifikatör veya röle ile büyütülür ve işletici kumanda edilir. İletici birim, donanımın özelliğine göre, pnömatik, hidrolik veya elektrikli olabilir. • İşletici, servo-motorlar: Bu sonuncu birim, donanımın yapısına bağlı olarak, pnömatik, hidrolik veya elektrikli motordan oluşur. Servomotorların sayısı, her eksene ait kumanda yüzeyi (kanatçıklar, yatay ve düşey kontrol yüzeyleri) olarak üç tanedir. Her birine uygun yönde ve büyüklükte kuvvetler uygulanır. Bütün otomatik pilot donanımı, uçağın durumundaki bozulmayı karşılamak üzere, uçak kumanda yüzeylerini çalıştırmak için bir komut yaratıcı araç olarak, kararlı bir referanstan itibaren meydana gelen açısal değişimi esas almakta veya kullanmaktadır. Sönümün gerçekleşmemesi halinde, açısal değişim kumandası, denge durumunun aşılmasına veya ortalama bir doğrultu etrafında devamlı salınıma sebep olabilir. Genellikle, uçağın aerodinamik sönümü bunu önlemeye yeterlidir. Özel bazı otomatik pilot donanımları, açısal değişim kontrolüne ek olarak, açısal hız veya açısal ivme kontrollerinden birini veya her ikisini de kullanmaktadır. Uçağın, her üç ekseninin referans doğrultulardan ayrılışını ve durumunda meydana gelen bozulmayı daha çabuk anlamak ve kumanda yüzeylerinin daha çabuk karşılık vermesini sağlamak için, özellikle yüksek hızlı yeni uçaklarda, açısal hız göstergeleri tercih edilmektedir. Bundan başka, otomatik pilot; uçuş hızı, lineer ivmeler, yükseklik gibi büyüklüklerin değişimlerinden sorumlu olmak üzere de üretilebilir ve böylece daha sıkı bir kontrol sağlanabilir. Otomatik pilot donanımının kendi iç kontrolü için, dördüncü bir birim daha gereklidir. Bu birim, denge durumunun aşılmasını önlemek ve kumanda yüzeyinin etkisini durdurmak üzere, yüzey hareketini alıcı birime bildiren ve ileticiyi tarafsız kılan "gözetleyici" bir devreden ibarettir. Yukarıdaki şekilde, alıcı, jiroskoplu bir açısal hız göstergesidir. Uçak, sağanak momenti etkisi ile düşey ekseni etrafında sola doğru bir açısal hız kazanarak sola dönüş yapmakta iken, basınç etkisiyle, jiroskopun çemberi sağa yatar ve çembere bağlı bulunan ibre sola doğru hareket eder. Böylece ibre, ya bir elektrik devresini açar ya da bir potansiyometrenin kontak kolu olarak, iletici birimde voltajı, açısal hız ile orantılı bir elektrik akımı yaratır. Bu akım amplifikatörde büyütüldükten sonra, düşey kumanda yüzeyini hareket ettiren servo-motorun devresini açar ve onu çalıştırır. Kumanda yüzeyinin hareketi, onun miline bağlı bir potansiyometrede, yüzeyin açısal hareketi ile orantılı zıt bir akım yaratır ve bu zıt akım, gözetleyici birim aracılığı ile kontak kolunu tarafsız duruma getirir ve kumanda yüzeyini durdurur. 11.5.2.1.3.Otomatik Pilotun Analizi Yeni otomatik pilot donanımları, duyarlılığı yüksek transistör sistemlerine sahiptir. Sinyaller; manyetik, jiroskopik ve radyo kaynaklarından; uçağın üç eksenine ait jiroskoplu açısal hız göstergelerinden ve pilotun yol göstergesinden alınmaktadır. Tutulması gereken referans değerler, komuta düğmeleri ile aletlerde belirtilir. Alıcılar, kontrol edilecek durum parametrelerini ölçer. Amplifikatör, ölçülen durum parametrelerini SAYFA 227


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ referans değerlerle karşılaştırır ve pilotaj bağına uygun olarak, servo-motorlara gönderilen enerjinin miktarını ayarlar. Pilotaj bağı, amplifikatörün karşılaştırma sonunda saptadığı farklar ve servo-motorun hareketi arasındaki fonksiyonu ifade etmektedir. Otomatik kontrol ve komutanın başarılı olabilmesi için; gerekli anlama ve uygulama birimlerinin bulunması ve donanımın karakteristiklerinin, geçerli bir duyarlılık ve kararlılık sağlayan, uygun bir pilotaj bağını kurmaya yeterli olması gerekmektedir. Yolcu uçaklarında, otomatik pilot, kalkıştan hemen sonraki ilk yükselme manevrasından inişe kadar süren uçuşun büyük bir kısmında kullanılabilir. Buna göre gerçekleştirilen görevler özetle şunlardır: • Uzunlamasına durumun veya yüksekliğin tutulması, • Rotanın alınması ve tutulması, sabit yatışlı virajların yapılması, • Bir seyrüsefer bilgisayarının otomatik kontrolü, • Kumanda yüzeyi fletnerlerinin otomatik olarak ayarlanması, • Bir VOR doğrultusunun otomatik kontrolü, • ILS ile yaklaşma ve iniş Aşağıdaki şekilde üstten ilk iki şekilde bir gyronun bağlı olduğu potansiyometreyi hareket ettirmesi görülmektedir. Oluşan elektrik sinyali yükseltilerek bir uçuş düzeltme sistemine giriş oluşturabilir. Alttaki iki şekildeyse gyro ve iki kontak görülmektedir. Kontakların kapanmasıyla oluşacak elektrik sinyali bir röleyi harekete geçirecek ve buna bağlı olan servo motorda kontrol yüzeylerini uygun bir şekilde hareket ettirerek uçağın uygun seviyeye gelmesini sağlayacaktır.

SAYFA 228


Y/T:………… REV:


Şekil 1.1 otomatik uçuş Aşağıdaki şekilde M-4D otomatik uçuş kontrol sisteminin temel elemanları gösterilmiştir. Temel otopilot 'kontrolör, gyro, servolar ve bilgisayar amplifikatör'den oluşur. Kompüter amplifikatör gyrodan gelen sinyalleri alır ve servolar için gerekli uçuş kumandalarına çevirir.

Şekil 1.2.Otomatik uçuş ekipman yerleşimi SAYFA 229


Y/T:………… REV:


Şekil 1.3. M-4D Otomatik uçuş kontrol sistemi 11.5.2.2 Haberleşme (Communıcatıon) Uçaklarda iki ana tür haberleşme sistemi vardır. Bunlar: • Uçak İçi Haberleşme (İntercom) : Bu uçuş ekibinin kendi aralarında kulaklıkmikrofon setleri, telefon ve hoparlör anons sistemi ile yaptıkları haberleşmedir. • Dış Haberleşme (Radio) : Sivil ve askeri uçakların yer trafik kontrolörleriyle, hava alanlarıyla, komuta kontrol merkezleriyle ve diğer uçaklarla haberleşmesi radyo ile yapılır. Radyo dalgaları genel olarak frekanslarına göre aşağıdaki gibi gruplanır.

SAYFA 230


Y/T:………… REV:


Şekil 2.1.Radyo dalgaları frekansları VLF ya da ELF: Son derece alçak frekans. 30 KHz’in altındadır. Stratejik denizaltılar tarafından kullanılır. LF: Alçak frekans. 30-300 KHz arasındadır. Uzun menzilli güvenilir haberleşmede kullanılır. Haberleşme kalitesi düşüktür. L/MF: Bu aralıkta yayın yapan radyolar uzun menzilli hava raporu ve navigasyon bilgileri verirler. MF: Orta frekans. 0.3-3MHz. Arasındadır. Orta dalga olarak bildiğimiz radyo yayınlarında kullanılır. HF: Yüksek frekans.(Kısa Dalga) 3-30 MHz arasındadır. HF sinyalleri dünyanın atmosferindeki iyonosfer tabakasından yansıyarak uzun menzilli haberleşmeyi sağlar. Bu nedenle uydu haberleşmeleri dışındaki uzun menzilli haberleşme HF radyo ile yapılır. Uçaklarda bulunan bir veya iki HF haberleşme sistemi uzak mesafe haberleşmeyi sağlar. Bir çalışma frekansının veya modunun seçilmesinden sonra sistem verici veya alıcı olarak kullanılabilir. Bu sistem uçak-yer veya diğer uçaklar arasında genlik modülasyonlu ve tek yan bantlı ses haberleşmesini sağlar. HF haberleşme sistemi; bir kontrol paneli, bir transceiver, bir anten coupler ve bir antenden oluşur. Eğer uçakta ikinci bir HF sistemi varsa ikinci bir kontrol paneli, transceiver ve anten coupler bulunur. İki sistem aynı anteni ortaklaşa kullanır. Anten uçağın dikey stabilizesinde hücum kenarının iç kısmındaki boşluğa monte edilmiştir.

SAYFA 231


Y/T:………… REV:


Şekil 2.2.Yüksek Frekans (HF) Haberleşme Sistemi Anten coupler ise antenin hemen altında bulunur. HF haberleşme sisteminin kontrol paneli sistemi açıp kapamaya ve istenilen frekansı ayarlamaya yarar. Flight interfon sistemindeki HF sistemi audio switch’i ile sidetone (kenar ton) sağlanmıştır. Anten coupler cihazı antenin karakteristik empedansı ile uygunluğu sağlamak için konulmuştur. Tuner kontrol ünitesi ve tuner otomatik olarak VSWR (Duran Dalga Voltaj Oranı) değerini 1.0 ile 1.3 arasında sabit tutarak iyi bir güç transferi sağlar. HF haberleşme sistemi; 115 VAC, 400Hz, 3 faz güç ile beslenir.

Şekil 2.3. HF Haberleşme sistemi ve anten komponent yerleşimi SAYFA 232


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ VHF: Çok yüksek frekans. 30-150 MHz arasındadır. VHF sistemi normal veya şifreli olarak AM (Amplitude Modulation) veya FM(Frequency Modulation) bantlarında havahava, hava-yer haberleşmesini sağlar. Savaş uçaklarında yer kuvvetleriyle haberleşmede kullanılır. Uçaklarda bulunan iki adet VHF telsiz haberleşme sistemi kısa mesafe haberleşmeyi sağlar. Bu sistemler No:1 ve No:2 olarak isimlendirilir. Ticari havacılık VHF haberleşmeleri için frekans bandı 118.000 ile 136.975 MHz arasında tahsis edilmiştir. Her bir VHF haberleşme sistemi antenden geçerek RF (Radyo Frekans) enerjisini alır. RF enerjisini işler ve sonuçta dijital audio kontrol sistemine ve SELCAL sitemine ses sinyalini gönderir. İletim süresince kokpitteki mikrofon ses sinyali VHF haberleşme sistemi vasıtasıyla işlenir ve RF enerjisi antenden geçerek gönderilir. Frekansı seçme kumandası kontrol paneli üzerinden sağlanır. Bir PTT (push-to talk=Bas Konuş) sinyali, bir VHF mikrofonuna basılır basılmaz dijital flight acquisition unit’e (DFDAU) gönderilir.

Şekil 2.4. VHF Anten Yerleşimi

SAYFA 233


Y/T:………… REV:


Şekil 2.5. Radyo Yönetim Paneli

Şekil 2.6. Audio Control Panel UHF: Ultra yüksek frekans. 150-400 MHz arasındadır. Özellikle askeri uçaklarda en yaygın olarak kullanılan haberleşme sistemidir. Normal veya şifreli yayın yapılabildiği gibi elektronik karıştırmaya karşı önlemli sistemlerde kullanılır. AM bandını kullanır ve havaSAYFA 234


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ hava, hava-yer haberleşmelerinde kullanılır. Antenlerin birbirini görmesi gerekmektedir. Alçak (LF), orta (MF) ve yüksek frekans (HF) radyo dalgaları atmosferin üst katmanlarına çarpıp yansıyarak daha uzun mesafelere gidebilirler. Bundan dolayı LF, MF ve HF bantlarında alıcının verici anteni direkt görmesi gerekmez. Ama bu aralıkta radyo dalgaları dış etkenlere hassas olup parazitlidirler. Çok ve ultra yüksek frekans radyo dalgalarında (VHF ve UHF) ise alıcının verici anteni direkt görmesi gerekir. Arada engeller arazi engebeleri olmamalıdır. Menzili de verici gücüne bağlı olarak kısadır. Ama diğer üstün özellikleri nedeniyle günümüz uçaklarında VHF ve UHF kullanılır. Uçaklarda bir SELCAL (Selective Calling) sistemi bulunur. Bu sistem yer istasyonunun istediği bir uçağı çağırmasına yarar. Çağrılan uçak bu çağrı sinyalini alınca uçuş ekibi sesli ve ışıklı olarak uyarılır. Böylece uçuş ekibi konuşma kanallını sürekli olarak dinlemek zorunda kalmaz. Yer istasyonundaki bir görevli Selcal sistemini kullanarak bir uçağı çağırmak isterse o uçağa ait dört tone’lik kodu kullanır. Gönderilen bu kodlu sinyal uçağın VHF veya HF alıcı devreleri üzerinden SELCAL dekoder cihazına gelir. Eğer alınan tone sinyali ile uçağın kodu aynı ise uçuş ekibi ışıklı ve sesli olarak uyarılır. Panel üzerindeki reset düğmesine basılarak bu ikazlar kaldırılır ve sistem resetlenir. PA (Passenger Address) sistemi kabinde bulunan hoparlörler üzerinden yolculara anons yapmaya ve müzik dinletmeye yarar. Bu sistem ayrıca çağrı amacı ile hoparlör üzerinden ‘chime’ sesi verir. PA amplifikatörü vasıtasıyla ses girişleri için birinci öncelik pilotlara ikinci öncelik hosteslere ve son olarak bant kayıtlarına verilir. En yüksek öncelikli ses yükseltilir ve yolcu kabin hoparlörlerine, hostes hoparlörlerine ve dijital audio kontrol sistemine dağıtılır. Gönderilen chime sinyalleri aynı anda PA üzerinde ses yayını varsa bu ses ile birlikte karıştırılarak gönderilir. Servis interfon sistemi hostes istasyonları, kokpit ve uçak servis istasyonları arasında dahili haberleşme imkânı sağlar. Ön ve arka hostes istasyonlarında bulunan handsetler hostesler arasında haberleşmeyi sağlar. Uçağın çeşitli yerlerinde bulunan servis ve bakım yapan yer personeli ile haberleşmeyi sağlar. Kokpitte bulunan bir kimse audio selector panel üzerinden flight interfon sisteminin kulaklık ve mikrofonunu kullanarak hostes ve yer personeli ile haberleşebilir. Yer personeli çağırma sistemi pilotun burun iniş takımı civarındaki yer personelini çağırmasını sağlar. Pilot bu çağrıyı bir korna üzerinden yapar. Bu sistem ile aranılan personel servis interfon sistemi ile görüşme yapar. Uçakta 3 tip mürettebat çağrı sistemi vardır. Bunlar: Kaptan çağrısı, Hostes çağrısı ve Yer mürettebat çağrısı. Yer personeli çağırma sistemi pilotun burun iniş takımı civarındaki yer personelini çağırmasını sağlar. Pilot bu çağrıyı bir korna üzerinden yapar. Bu sistem ile aranılan personel servis interfon sistemi ile görüşme yapar. Uçakta 3 tip mürettebat çağrı sistemi vardır. Bunlar: Kaptan çağrısı, Hostes çağrısı ve Yer mürettebat çağrısı. Statik deşarj püskülleri uçağın yüzeylerinde biriken statik elektrik yükünün firar kenarlarından deşarj edilmesini sağlar. SAYFA 235


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Voice Recorder sistemi kokpitte yapılan haberleşmeleri ve konuşmaları kaydeder. Recorder içindeki bant kaydı üzerinde son 30 dakikalık kayıt mevcuttur. Uçak yerde iken ve park frenleri çekili durumdayken kayıtların tümünü silmek mümkündür.

Şekil 2.7. Haberleşme ekipmanlarının yerleşimi 11.5.2.3. Yer ve Rota Belirleme Sistemleri (Navigasyon) Navigasyon (seyrüsefer) kısaca uçağın bulunduğu noktadaki koordinatlarını, yerden veya denizden yüksekliği ile geldiği yerin ve gideceği yerin kendisine göre konumunu bulmaktır. Her tür ve büyüklükte uçakta muhakkak bulunan manyetik pusula ve harita ile görerek yapılan navigasyonun (VFR=Visual Flight Rules (görerek uçuş kuralları)) yanı sıra günümüzde yaygın olarak kullanılan aletli uçuş (IFR= lnstrument Flight Rules) kuralları içinde kullanılabilen navigasyon vardır. 11.5.2.3.1. EFIS (Electronıc Flıght Insrument System) EFIS uçak navigasyon sistemlerinin çoğunu göstermeyi amaçlar. Pitch ve roll, seyrüsefer haritaları, hava, irtifa, karar verme yüksekliği, otopilot ve uçuş yolu bilgilerini renkli gösterir. Aynı zamanda airspeed, ADF/VOR bearings (ayar), ILS ve stall warning (uyarı) bilgilerini gösterir. 11.5.2.3.2. Marker Beacon Sistemi Marker Beacon sistemi uçağın, belirli coğrafik noktaların tam üstünden geçtiğini kokpit SAYFA 236


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ ekibine gösterir. Bir radyo istasyonu bir noktadan işaret alır. Marker’lar genel olarak piste son yaklaşmada kullanılır. Çeşitli aralıklarla yerleştirilmiş 3 adet marker (inner, middle, outer marker )vardır. Uçak bunların üstünden geçerken her biri farklı frekanslarda ses tonu ile uyarır. Aynı zamanda panel üzerinde değişik renklerde ikaz lambaları yanar. 11.5.2.3.3.ATC (Hava Trafik Kontrol) ATC sistemi yer ve uçak komponentlerini kapsar. Bir yer istasyonlarından veya diğer uçak sistemlerinden bir sorgulama sinyali aldığı zaman, uçak transponderi otomatik olarak kodlu bir cevap sinyali gönderir. Bu cevap sinyali uçağın yeri, izi ve tanıtımı için kullanılır. Cevap sinyalleri aynı zamanda yer istasyonları için uçak hakkında diğer ilgili verileri de kapsar. Veriler yer istasyonu radar ekranlarında ve diğer uçakların TCAS (Trafic Collision Avoidance System= Trafik ve Çarpışmadan Kaçınma Sistemi) göstergelerinde kullanılır. 11.5.2.3.4. NDB (Non-Directional Beacon) Günümüzde kullanımda olan en eski radyo-navigasyon sistemidir. 200–400 KHz frekans aralığında radyo dalgaları gönderir. Sinyalleri her yöne gönderir. Ucuz ve işletmesi basit bir sistem olduğundan küçük havaalanlarında kullanılır. Uçaktaki ADF (Automatic Direction Finder) cihazın frekansı ilgili NDB istasyonu frekansına getirilince ADF göstergesinin ibresi NDB yayının yapıldığı yöne döner. Pilot uçağın burnunu o tarafa çevirir ve ADF göstergesinde ibre ‘0” gösterecek şekilde ilerlerse havaalanına ulaşır. 11.5.2.3.5. VOR (Very high frequency omnidirectional range) Değişik yerlerde bulunan yer istasyonları belirli frekanslardan radyo yayını yaparlar. Yayın yapılan noktadan radyal (bir merkez noktadan çizgisel olarak dışarı doğru yayılan ) olarak yapılan radyo dalgalarından kendisine doğru geleni alan uçaktaki radyo alıcısı o istasyona doğru veya oradan uzaklaşma yönünü tespit ederek seyrüsefer yapabilir. VOR verici ve alıcıları 108,0–117,95 MHz aralığında radyo dalgaları kullanırlar. Gönderici istasyon iki ayrı radyo sinyali gönderir. Birincisi tek noktadan her yöne (360°) radyal olarak yayılır. İkincisi ise bir deniz feneri projektörü gibi 360° dönerek tarama yapar ve değişken fazlıdır. Bu tarama yapan sinyal kuzey yönüne gelince (360°) radyal sinyallerle aynı fazda, tam güneyde ise (180°) ters fazda olur. Bu şekilde VOR istasyonu 360 ayrı ve eşit aralıklı, bir noktadan çıkan, radyo dalgalarından çizgiler üretir. Uçaktaki VOR alıcısı bu çizgilerden birini yakalayınca kendi bulunduğu yeri, VOR istasyonuna ve manyetik pusula yönlerine göre göstergede görebilir. VOR istasyonları FM (VHF) bandından yayın yaptığı için uçakla VOR vericisi arasında engel olmaması gerekir. Genellikle 18000 feet yüksekliğin altında VOR yayın menzili 40–130 deniz mili, bunun üzerindeki yüksekliklerde ise 130 deniz mili kadardır. 11.5.2.3.6. TACAN (Tactical air navigation) Askeri havacılık için geliştirilmiş bir sistemdir, 963-1213 MHz frekans aralığındaki radyo dalgaları kullanılır. Bu sistemde VOR sistemindeki özelliklere ilave olarak mesafe ölçme sistemi DME (Distance Measuring Equipment) de bulunur. Sivil uçaklar da DME SAYFA 237


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ sisteminden yararlanırlar. TACAN sistemi UHF (Ultra High Frequency) bandından yayın yaparlar. TACAN sistemini uçaklar havada birbirleriyle haberleşmede de kullanırlar. Yani uçaklar da TACAN yayını yaparlar.

Şekil 3.1.TACAN Bilgilerini Gösteren HSI Göstergesi Sivil uçaklara VOR askeri uçaklara TACAN ve her ikisine TACAN DME hizmetini veren istasyonlara VORTAC denir.

Şekil 3.2. VORTAC ve DME bilgilerini gösteren bir HSI SAYFA 238


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.5.2.3.7.ADF (Automatic direction fınder) Otomatik yön bulucu anlamındaki ADF’de yerdeki çeşitli radyo vericilerini, aletli iniş sistem vericilerini ve normal standart AM radyo vericilerini kullanarak uçağın gittiği yönü manyetik pusula yönlerine göre gösterir. Bu sistemde gitmesi geren istikamet de belirtilir.

Şekil 3.3. Otomatik bulucu

yön 11.5.2.3.8. ILS (Instrument landing system)

‘Aletli iniş sistemi’ denilen bu sistemde VOR ve ADF kullanılarak inilecek olan hava alanı pisti hizasına geldikten sonra havaalanı pisti yanından yayın yapan radyo vericisi uçağa pistin hassas olarak yönünü, yaklaşma ve iniş açısını verir. Günümüzdeki çok gelişmiş ILS sistemleri ile (CAT I,II,III) modern uçaklar pilot kumandalara el sürmeden otomatik olarak sıfır görüş diye isimlendirilen sis ve yağış şartlarında uçağı piste indirebilir ve gerekli sistemin bulunduğu havaalanlarında uçağı körüğe kadar getirebilir. ILS sisteminde hava alanı pistine belirli uzaklıklarda piste ne kadar mesafe kaldığını belirleyen MB (Marker Beacon) radyo vericileri uçağın piste yaklaşmasına yardımcı olur.

Şekil 3.4. Tipik bir ILS göstergesi ve göstergedeki çizgilerin anlamları SAYFA 239


Y/T:………… REV:


Şekil 3.5. Marker Beacon İle Uçak İnişi Yukarıda görülen ILS ile yaklaşmada uçak pisti karşısına aldıktan sonra bu çizgi üzerimde bulunan marker beacon radyo ile işaretleyiciler piste kalan mesafeyi verdikleri gibi HD (Decision Height) ile gösterilen nokta ‘Karar Yüksekliği’ ne kadar inişten vazgeçebilir. Bu noktayı geçtikten sonra inmek zorundadır. 11.5.2.3.9. DME (Distance measurement equipment) ‘Mesafe Ölçme Ekipmanı’ olan DME, uçakların bulundukları noktadan gitmek istedikleri veya ayrıldıkları yere olan mesafeyi ölçer. Bu sistemde uçak bir radyo sinyali yayınlar ve bu sinyal yer radyo istasyonundan geri yollanır. (VORTAC veya VOR-DME istasyonu). Uçakta bulunan cihaz gönderilen sinyalin gidip gelme süresinde mesafeyi deniz mili olarak gösterir. Eğer uçak direkt olarak VORTAC istasyonuna doğru gidiyor veya istasyondan uzaklaşıyorsa bu sinyallerle yer hızını da hassas olarak ölçebilir. DME sistemi UHF bandında 962-1213 MHz frekans aralığında radyo dalgaları ile çalışır. 11.5.2.3.10. Doppler Radar Bu sistemde uçakta bulunan bir çeşit radar yere gönderdiği sinyallerin geliş süresi ve açısı ile Doppler etkisi denen (hızla yaklaşıp yanımızdan uzaklaşan bir trenin korna sesindeki değişme olayı gibi) bir fizik olayından yararlanarak yere gönderilen radyo sinyallerinin yansımasını bir bilgisayar aracılığı ile değerlendirerek uçağın gittiği yön (pusula bilgileri ve navigasyon bilgilerini de kullanarak) ve yer değiştirme hızını bulur. Bu bilgilerle uçağın pozisyonu, gittiği yönü, yer hızı gibi bilgileri gösterir. 11.5.2.3.11. INS (Inertıal navigatıon system) Atalet ile seyrüsefer sistemi anlamındaki INS içinde bulunan gyroskopla ve üç eksende ivmeölçerlerle uçağın belirli bir referans koordinat noktasına göre konumunu ölçer. Örnek verirsek, yerde bulunan bir uçağın INS hafızasına enlem ve boylam SAYFA 240


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ dereceleri girilir. Uçak harekete başladığında oluşan ivmeyi zamanla çarparak öne yukarı ve yanlamasına katlettiği mesafeleri çok kısa sürede ve hassas olarak hesaplayarak uçağın o andaki konumunu gösterir. Elektrik motoruyla dönen mekanik gyro yerine daha hafif daha küçük daha az elektrik tüketimi olan ve daha hassas olan Ring Laser Gyro kullanılmaktadır. En son teknoloji ise Fiber Optik Gyro (FOG) dur. Bu gyrolar boyut olarak çok küçülmüşlerdir. Bu tip gyrolarda laser ışını çember şeklinde bir muhafaza içinde dairesel hareket yapmakta o çembere dik olarak yapılan her hareket gyroskobik etki ile ışında sapmaya yol açmakta ve bu sapma bilgisayar aracılığıyla hesaplanıp yapılan hareketin miktarı hassas olarak bulunabilmektedir. INS’de de üç ayrı eksen için üç ayrı gyro bulunur. INS sisteminin en büyük üstünlüğü hiçbir yer ve uydu bağlantısına manyetik pusulaya bağlı olmadan seyrüsefere uygun olmasıdır. 11.5.2.3.12. GPS (Global positioning system) Bu sistem prensip olarak dünya yörüngesinde bulunan ve uydudan gönderilen radyo sinyalleriyle çalışır. Hem bu uydularda hem de GPS istasyonlarında bulunan atom saatleriyle sinyallerin geliş gidişi arasındaki zaman farkı hassas olarak ölçülür. En büyük üstünlüğü son derece hassas ve doğru bilgi alınabilmesidir. Bu sistemin diğer bir avantajı da pahalı gyrolar, ivmeölçerler kullanmadığı için ucuz ve gittikçede küçülüyor olmasıdır.

Şekil 3.6. GPS Uyduları SAYFA 241


Y/T:………… REV:


11.6 Elektrik Gücü

SAYFA 242


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1. BATARYALAR, MONTAJI VE TAMİRİ 1.1. GİRİŞ Bataryalar kimyasal enerjiyi elektrik enerjisine ve elektrik enerjisini tekrar kimyasal enerjiye çevirebilen bir doğru akım kaynağıdır. Elektrik enerjisiyle çalışan sistemlerin elektrik ihtiyacını karşılamak amacıyla kullanılırlar. Hemen hemen bütün uçaklarda kullanılan bataryalar aşağıdaki özelliklere sahiptir: • • •

Doğru akım ile çalışan sistemlerin çalışmalarını sağlar. DC motor aksesuarlarının (inverter, pompa) çalışmalarına yardımcı olur. Büyük güç gerektiren yüklerde jeneratör ve ‘ground power’ yeterli olmadığında kısa süreli güç sağlamaktadır. Herhangi bir acil durumda sınırlı gücü sağlamaktadır. Acil durum halinde uçuş aletlerine, haberleşme sistemlerine ve ihtiyaç duyulan sistemlere enerji sağlar

Batarya hücrelerden meydana gelmekte ve birincil ya da ikincil tip olarak ayrılmaktadır. Her iki tipte aynı prensibe dayanır. Bu prensibe göre elektrolit ve elektrod materyalin kimyasal hareketlerine bağlı olarak elektron değişimi meydana gelir. Bu iki materyalin farklılığından dolayı deşarj esnasında bu olay meydana gelir. Uçaklarda kullanılmak üzere nikel kadmiyum ve kurşun asitli bataryalar üretilmiştir

Şekil 11-6-1

SAYFA 243


Y/T:………… REV:


Bataryanın depolayabildiği enerji miktarı, bataryanın kapasitesi olarak belirtilir ve birimi amper-saat (Ah) veya watt-saattir. Bataryanın kapasitesini etkileyen faktörler: • Plakaların yüzey alanları toplamı • Plakaların aktif madde ağırlığı • Elektrolit yoğunluğu ve sıcaklığı • Deşarj akımı şiddeti Havacılıkta kullanılan iki çeşit batarya vardır. Bunlar: 1. ‘Lead Acid’ veya diğer adıyla bilinen kurşunlu asitli bataryalar. 2. Nikel kadmiyum bataryalar. 1.2. KURŞUN ASİTLİ BATARYALAR Bu tip bataryalar havacılıkta daha çok küçük uçaklarda kullanılır. Bu bataryalarda H2SO4+H2O’dan oluşan bir karışım içine daldırılmış kurşun peroksit levhalar bulunur. Bu kurşun peroksit plakaların her iki tanesi arasında 2V luk gerilim farkı elde edilir.Bu plakalar birbirlerine elektriksel olarak seri bağlıdır. Kurşun-asit bataryaların içyapısı iki ana unsurdan oluşur. Bunlar elektrotlar ve elektrolitlerdir. Elektrot olarak kurşun ve bileşikleri, elektrolit olarak ise sulandırılmış sülfürik asit kullanılmaktadır. Bir bölme içinde bulunan elektrotların kapasite ve büyüklükleri ne kadar olursa olsun voltajı değişmez. Her bölme için 2V olarak alınır. Dolayısıyla değişik voltajlarda batarya yapmak istenildiğinde, 2V’luk gözler birbirlerine seri bağlanırlar.

SAYFA 244


Y/T:………… REV:


Resim 11-6-1 1.3. NİKEL KADMİYUM BATARYALAR Günümüzde kullanılan modern uçaklarda Nİ-CAD tip bataryalar kullanılır.Bu bataryalar ayrı ayrı hücrelerden(cells) oluşur.Bir hücrenin bozulması sonucu batarya bozulur ancak batarya sadece bozuk hücrenin değiştirilmesi ile tekrar kullanılabilir.Ancak bu işlemin bir limiti vardır.Bir kerede beşten fazla hücre değiştirilemez. Bu hücreler bir kasa içerisine yerleştirilir. Bu kasa hafif olması açısından alüminyum alaşımlı yapılır. Bu bataryada baz özellikli KOH çözeltisi kullanılır. Her bir hücreden 1.2 volt gerilim elde edilir. Örneğin12 voltluk bir batarya için 10, 24 voltluk bir batarya için 20 tane hücre kullanılır. Bu bataryalarda hücrelerdeki pozitif plakalar nikel hidroksitten [Ni(OH) 2 ] oluşmaktadır. Negatif plakalar ise kadmiyum hidroksit [Cd(OH) 2 ] den oluşmaktadır. Elektrolit ise damıtılmış su ve potasyum hidroksit (KOH) den meydana gelmiştir. Yoğunluk 1,24 ile 1,30 arasındadır. Hücrelerin oluşumundan dolayı kurşun asit tipine göre avantajlara sahiptir. Motorun ilk başlatılma anında yüksek akımda düzenli voltaj vermektedir. Levhalar içindeki aktif materyaller kimyasal çöküntü ile doyurulmaktadır. Bu oluşum maksimum aktif materyal sayısına izin vermektedir. Negatif ve pozitif plaka gurupları kurşun asit hücrelerdeki yerleşim düzenine benzemektedir.

SAYFA 245


Y/T:………… REV:


Resim 11-6-2

2. DC GÜÇ ÜRETİMİ 2.1. GİRİŞ Günümüz modern yolcu uçaklarında iki çeşit DC güç kaynağı kullanılır: 1. Transformer Rectifier Unit’ler (TRU’lar) SAYFA 246


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 2. Batarya Uçaklardaki DC güç sistemi normal kaynakları TRU’lardır ve üç fazlı AC güç kaynakları mevcut olduğu sürece çalışırlar. TRU, motor jeneratöründen almış olduğu 3 fazlı 115 V AC gücü, 28 V DC’ye çevirir. Uçak bataryası Ni-Cd tip şarj edilebilen batarya olup aviyonik kompartımanına yerleştirilmiştir. Diğer güç kaynakları mevcut olmadığı zaman DC güç dağıtımı için 24 V DC güç sağlar ve normal çalışma süresince şarj edilirler. 2.2. TRU TRU ‘lar statik transformatörler ve doğrultmaçların birleştirilmiş halidir ve uçaklarda ana güç çevrim birimi olarak kullanılmaktadır. Şekil 11-6-2’de 200V üç faz 400Hz regüle edilmiş AC girişi olan ve 26V 110A DC çıkış sağlamak için dizayn edilmiş TRU görülmektedir.

Şekil 11-6-2 SAYFA 247


Y/T:………… REV:


Şekil 11-6-3

Devre şeması şekil 11-6-3’de gösterilmiştir. TRU, bir transformatör ve iki tane üç faz köprü doğrultmaç bölümünden oluşmaktadır. Transformatör yıldız şekilde sarılmış bir primer bobin ile yıldız ve üçgen şekilde sarılmış sekonder bobin içermektedir. Her sekonder bobin paralel bağlanmış ve altı silikon diyottan oluşan köprü doğrultmaçlar ayrı ayrı bağlanmıştır. DC çıkış terminallerinden alınan akımın ölçülebilmesi için bir ampermetre şönt devresi köprü doğrultmaçların çıkışına bağlanmıştır. Bu terminaller, diğer tüm ilgili giriş ve çıkış devreleriyle birlikte ünitenin üzerinde panel üzerinde gruplandırılmışlardır. Ünitenin soğutulması tül ile sarılı havalandırma panelleriyle doğal ısı yayımı ile sağlanır. TRU ‘larda termal anahtarlar kullanılır ve aşırı ısınmalar bağımsız uyarı lambaları ile bildirilir. Anahtarlar DC güç ile beslenir ve yaklaşık 150°-200°C olduğu zaman bağlantıyı keser.

SAYFA 248


Y/T:………… REV:


3. AC GÜÇ ÜRETİMİ 3.1. GİRİŞ Günümüz modern yolcu uçaklarında uçak üzerinde bulunan AC güç üreteçleri şunlardır: 1- Motor jeneratörü 2- Yardımcı güç ünitesi jeneratörü(APU) 3- Emercensi jeneratörü 4- Statik invertör

Resim 11-6-3 SAYFA 249


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Motor jeneratörünün özellikleri şunlardır: • Uçuş süresince normal güç kaynaklarıdır. • Her bir motor üzerinde bir tane bulunur. • Motor çalıştığı sürece mevcuttur. • Toplamda kullanıcıların talebinden daha çok güç üretir. • Her biri 60-90 KW güç üretir. Yardımcı güç ünitesi jeneratörünün özellikleri şunlardır: • APU vasıtasıyla döndürülür. • Yerde yedek güç kaynağıdır. • Çoğu uçaklarda uçuş süresince yedek güç kaynağıdır. • Motor jeneratörlerinden daha fazla güç sağlayabilir. Acil durum jeneratörün özellikleri şunlardır: • Hidrolik motor vasıtasıyla döndürülür. • Diğer jeneratörler mevcut olmadığı zaman AC güç sağlar. • Yaklaşık olarak 5 KW güç sağlar, uçağı emniyetli olarak uçurmak için yeterlidir. Statik İnvertör’ün özellikleri şunlardır: • DC’yi AC’ye çevirir. • Diğer AC güç kaynakları mevcut olmadığı zaman çok önemli AC kullanıcılara güç sağlar. • Emniyetli bir iniş için kullanıcılara yaklaşık olarak 1 KW güç sağlar. 3.2. JENERATÖRLER Sabit hızlı jeneratör, mekanik gücü elektrik gücüne çevirir. Jeneratörün 400 Hz’lik sabit bir frekans üretebilmesi için sabit bir giriş hızına ihtiyaç vardır.Manyetik N ve S kutuplu dönen bir mıknatıs manyetik alan üretir. Manyetik alan stator’un bobininde voltaj indükler,bu harekete indüklenme prensibi denir.

Resim 11-6-4

SAYFA 250


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Voltajın polaritesi ve miktarı • • • •

Dönen mıknatısın açısına bağlıdır, Sinüs biçiminde AC voltaj üretir, 1 tam dönüş 1 sinüs dalgasını tamamlar 1 saniyedeki 1 sinüs dalgası 1 Hz’lik voltaj frekansına eşittir.

Frekansa etki eden faktörler • Rotor’un dönüş hızı • Çift kutup sayısı

Resim 11-6-5 Üç fazlı jeneratörlerin temel prensibi Jet uçaklarındaki jeneratörler 3 fazlıdır ve 3 stator bobini (A;B;C) ile 3 ayrı voltaj üretilir. Dönen manyetik alan: • Tek fazlı jeneratörler gibi A fazında aynı voltajı indükler, • B fazında da aynı biçim ve değerde ama 120 derece kaymış olarak indüklenir, çünkü bobin 120 derece farklı yerleştirilmiştir, • C fazındaki voltajın B fazındaki voltajla ilişkisi aynıdır.

SAYFA 251


Y/T:………… REV:


Resim 11-6-6 Üç bobinin tamamının bir ucu, ortak bir noktada birbirlerine bağlanmıştır, bu nokta nötr adını alır,hat ile nötr arasındaki voltaj 115 VAC dir. Hat ile hat arasındaki voltaj 200 V’dur. Üç fazlı elektrik güç sisteminin avantajları: 1. İlave cihazlar kullanmaksızın iki farklı voltaj seviyesine sahip olmasıdır. 2. Dönen manyetik alan kullanılmasından dolayı motorlar daha basit ve ekonomiktir. 3. Sistemden geçen nötr akımı küçüktür, çünkü 3 fazın akımları toplamı sıfırdır ( fazlardaki akımlar birbirine eşit olduğu zaman yani simetrik yükleme yapıldığında ).

Resim 11-6-7 SAYFA 252


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ MOTOR JENERATÖRÜ : Constant Speed Drive (CSD) vasıtasıyla değişken motor hızları sabit hıza çevrilir. Eski nesil uçaklarda CSD ayrı bir parça olarak bulunurdu, yeni nesil uçaklarda ise CSD bir parça ( IDG: Integrated Drive Generator) içerisinde jeneratör ile birleştirilmiştir. Jeneratörün çıkış voltajı kesinlikle yükten bağımsız olarak 115V sağlaması için ayarlanmalıdır. YARDIMCI GÜÇ ÜNİTESİ (Auxiliary Power Unit / APU) : APU’lar ana motor gibi mekanik özelliklere sahip otomatik çalışan gaz türbinli motordur. Ana motorlardan elde edilen güçle (jet tepkisi) uçağın hareketi ve uçması için gerekli güç elde edilmesi gerekirken, ana motorlara benzeyen APU’larda ise APU’nun içerisinden elde edilen güç şaft gücüne çevrildiğinden APU’larda jet tepkisi yok denecek kadar azdır. Jet tepkisi çok az olan APU’lar uçak sistemlerine elektrik ve hava temin etme görevlerini yerine getirirler. Şekilde APU motorunun blok şeması ve APU motoru vardır. Uçaklarda kullanılan APU’lar genel olarak motor çalıştırma, hava iklimlendirmesi (air conditioning) için gerekli havayı ve uçak elektrik sistemi için gerekli elektriği temin eden gaz türbinli motorlardır.

SAYFA 253


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 4. EMERGENCY ( ACİL ) GÜÇ ÜRETİMİ 4.1. GİRİŞ Günümüz modern yolcu uçaklarında normal AC güç kaynakları kaybedildiğinde uçağın emniyetli bir şekilde uçuşunu devam ettirerek inişini gerçekleştirmesi için sınırlıda olsa bir elektrik gücüne ihtiyaç duyar. Bu elektrik gücünü sağlamak için RAT’a sahip uçaklarda RAT devreye girer. Diğer uçaklarda ise batarya devreye girerek DC güç ihtiyacını karşılar. Buna ek olarak AC güç ihtiyacı için ise statik invertör devreye girer. Bataryadan aldığı 24V DC gücü tek faz 115VAC güce çevirerek emergency AC güç ihtiyacını karşılar. 4.2. RAT ( RAM AIR TURBINE ) Acil durum cihazı olan RAT, hidrolik depolarında basınç veya elektrik gücü kaybında yeşil hidrolik deposuna hidrolik güç sağlar. Acil durumlarda RAT aşağıdaki ünitelere hidrolik güç sağlar: • Ana uçuş kumandaları (irtifa dümeni, istikamet dümeni, iç taraftaki kanatçıklara ve sapma sönümleme sistemi) ve slatlara (emniyetli uçuşu sürdürebilmek için) • Sabit devirli motor / jeneratör (Constant speed motor/generator)(elektrik enerjisi üretimi için) RAT’ın yeri, uçak modeline göre değişiklik göstermektedir. Örneğin A340’da sağ kanatta 4. ‘flap track fairing’ altındadır , A321’de RAT gövdenin altındadır.

A340’daki RAT’ın yeri

Şekil 11-6-4

A321’deki RAT’ın yeri

Gerekli koşullarda akçüatör uçuşun herhangi bir noktasında RAT’ın açılması için hareket verir. RAT’ın açılması kokpitten manuel veya hidrolik sistem izleme ünitesi tarafından otomatik de gerçekleşebilir. RAT’ın uçuşta veya yerde manuel olarak açılması ise kokpitte hidrolik panelde bulunan muhafazalı anahtar vasıtasıyla yapılır. Aşağıdaki koşullar oluştuğunda RAT otomatik olarak düşecektir ; SAYFA 254


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ • Uçuşta uçağın hızı 100 knot’tan fazla ve dört motorunda N2 şaftı rölanti hızının altında bir hızda ise • Uçuşta uçağın hızı 100 knot’tan fazla, elektrik güç kaybı varsa ve dört motorunda N2 şaftı rölanti hızının altında bir hızda ise • Uçuşta uçağın hızı 100 knot’tan fazla, mavi ve yeşil hidrolik depolarında düşük basınç gösterdiğinde

Şekil 11-6-5 A340 uçağında RAT’ı açmak için kullanılan panel RAT’ın geri çekilmesi sadece uçak yerde iken gerçekleşebilir. RAT’ın geri çekilmesi için yeşil hidrolik sistemine ihtiyaç duyulur. Yerde RAT’ın testleri yapılırken hidroliğin basınçlandırılması için hidrolik ‘ground cart’ kullanılır. Hidrolik ‘ground cart’ RAT’ın test motorunun çalışması için gerekli gücü sağlar. 4.3. STATIK INVERTOR Birçok uçak tipinde AC gücün normal kaynağı olarak kullanılırlar ancak daha çok sadece acil durumlarda 115V sağlayan normal kaynağın arızasında öncelikli sisteme AC güç sağlamak için kullanılır. Bir statik çeviricinin görevi bataryadan aldığı DC gücü, 115V, 400Hz, tek fazlı AC güce çevirmektir. SAYFA 255


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ DC güç, transistörlerden oluşan filtre devresine (filter network), puls şekillendiricisine (pulse shaper), sabit akım jeneratörüne (constant current generator), güç sürücü bölümüne (power drive) ve çıkış bölümüne (output stage) uygulanır. Girişteki herhangi bir dalgalanma çıkışta düzeltildikten ya da filtrelendikten sonra kare dalga jeneratörü (square wave generator) tarafından çevrimin ilk aşaması olan kare dalga formuna sokulur, ayrıca bu bölümde istenilen 400Hz çalışma frekansı da üretilmektedir. Daha sonra bu çıkış güç sürücü bölüme gelmeden önce puls genişliğini kontrol eden ve onların dalga şeklini değiştiren puls şekillendiricisine gelir. Şekilde görüldüğü gibi puls şekillendiriciye bir geciktirici devreden (turn on delay) geçerek bir DC güç uygulanıyor. Bunun amacı, güç sürücü bölümü için sağlanacak olan voltaj dengelenene kadar puls şekillendiricinin çıkışını geciktirmektir. Güç sürücü kısmı, çıkış bölümünü kontrol eden puls genişliğiyle modüle edilmiş kare dalga formunda çıkış sağlar. Güç sürücüsü ayrıca voltaj her sıfıra düştüğünde örneğin ‘notch-time’ süresince kendini azaltır.

Şekil 11-6-6 Statik çeviricinin blok diyagramı Çıkış bölümü değişken puls genişliğinden oluşmuş kare dalga formunda çıkış üretir. Bu çıkış son olarak ‘odd harmonikleri’ azaltan ve çeviriciye bağlı sistemlerin çalışması için gerekli voltaj ve frekansta tek fazlı çıkış üreten filtre devresini (odd harmonic fitler) besler. Diğer tip jeneratörlerde olduğu gibi statik çeviricinin çıkışı da belli limitler içerisinde olmalıdır. Bunlar şekilde görüldüğü gibi voltaj ve akım sensörleri ile yapılır. Her iki sensör de regülatör devresi ve notch kontrol devresinden geçerek puls şekillendiricinin ‘notch time’larını kontrol eden doğrultulmuş AC geri besleme sinyali üretir .

SAYFA 256


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 5. VOLTAJ REGÜLASYONU 5.1. GİRİŞ Uçak elektrik sisteminin verimli çalışması, dağıtım busbar sistemindeki gerilimin, her yük koşulunda ve değişen hızlarda sabit kalmasına bağlıdır. Bu jeneratörün çıkış geriliminin dizayn edildiği değerde veya toleranslar arasında olması için önemlidir. Tek tek veya birlikte, doğru akım jeneratörün çıkış gerilimine etki eden birkaç yöntem vardır. Bunlardan en etkili olanı alan akımıyla (field current) kontrol edilen ve dönmesiyle akı yoğunluğunu kontrol edendir. Bu kontrol, değişken direnç (reosta) ile alan sargısının seri bağlanmasıyla yapılır. Şekilde görülen bu ayarlı direnç ile alan sargısının direncinin değişmesi sağlanır ve bu yolla alan sargısının akımı ve çıkış gerilimi istenilen kontrol değerine getirilir Eğer reosta ile direnç değeri arttırılacak olursa devrede akan akım azalacak, manyetik alan güçsüz hale gelecek ve buna bağlı olarak da jeneratör çıkış voltajı düşecektir. Aynı şekilde eğer reosta ile direnç değeri azaltılacak olursa devrede akan akım artacaktır, manyetik alan daha kuvvetli olacak ve jeneratör daha yüksek bir gerilim üretecektir. Şekil 11-6-7 5.2. Titreşimli Kontak Regülatörü Titreşimli kontak regülatörü, düşük doğru akım çıktılı jeneratör ve hem gerilim hem de akım düzeltimi için tek bir devre şeklinde, bazı küçük uçaklarda kullanılır. Her ne kadar regülatörlerin bobin sargıları birbirine bağlı olsa da, devre bazen yalnız gerilim bazen yalnız akım regülatörü olarak çalışır.

SAYFA 257


Y/T:………… REV:


Şekil 11- 6 -8 Titreşimli Kontak Regülatörü 5.3. Transistörlü Regülatörler Birçok uçakta alternatör çıkış voltajını kontrol etmek için transistörlü voltaj regülatörü kullanılır. Transistörlü regülatörler transistör, diyot ve dirençlerden meydana gelir.

Şekil 11-6-9 Transistörlü Voltaj Regülatörü Transistör hareketli parça içermez, bu yüzden direnci değiştirecek veya bozacak temas noktası yoktur. Titreşimli tip regülatörün temas yüzeyleri çukurlaştığında, regülatörün doğruluğu düşer ve sonunda ünite bozulur. Bu yüzden transistörlü regülatörler genellikle daha doğru ve daha güvenilir olarak düşünülür. Bildiğimiz gibi zener diyotlar zener voltajı olarak adlandırdığımız farklı voltaj değerlerine sahiptirler. Zener diyot, ayarlanan zener voltajına ulaşıncaya kadar akım akışına izin vermez. Bu voltaj regülatöründe, Q1 transistörü base bacağına uygulanan sabit bir voltaj değerine sahiptir. Bu voltaj değeri referans voltaj olarak adlandırılır. Çıkış voltajı Q1 transistörünün emitter bacağından alınır. Q1 transistörü kendi direncini arttırarak veya azaltarak gerekli olan devre voltaj bölümünü elde etmemizi sağlar. SAYFA 258


Y/T:………… REV:


Resim 11-6-8 Uçaklarda kullanılan bazı voltaj regülatörleri

6. GÜÇ DAĞITIMI 6.1. GİRİŞ Üretim kaynaklarındaki gücün uygunluğunun sağlanması ve güç tüketim teçhizatlarının girişini uygun hale getirebilmek için, uçakta baştan başa dağıtım sistemini organize etmek temel esastır. Bu düzenleme işi genellikle uçağın tipine, onun elektrik sistemine, kullanıcı sayısına ve parçaların yerleşimine göre yapılır. Örneğin küçük uçaklarda, elektriksel güç gereksinimleri, birkaç tüketici servisine ve küçük bir alana yerleştirilmiş aletlerle sınırlandırılabilir ve güç sadece birkaç kablo, bazı terminal blokları, devre kesiciler ve sigortalar üzerinden dağıtılabilir. Geniş gövdeli uçaklar, çok yönlü yük dağıtım busbarlar, koruma şebekeleri, bağlantı kutuları ve kontrol panelleri içerir. Uçaklarda güç dağıtımını üç şekilde incelemek mümkündür: 1. ANA ( main power distribution) 2. ÖNCELİKLİ ( essential power distribution ) 3. EMERCENSİ ( emergency power distribution ) Bunu aşağıdaki şekilde daha anlaşılır bir biçimde göstermek mümkündür. SAYFA 259


Y/T:………… REV:


Resim 11-6-9 Şekilde görüldüğü gibi ana güç kaynaklarından ana AC buslar, ana AC buslardan TRU lar aracılığı ile ana DC buslar beslenir. Öncelikli AC ve DC buslar ise ana AC ve DC buslardan beslenir. Burada öncelikli AC bus’tan öncelikli DC bus’ın yine öncelikli TRU vasıtasıyla beslene bildiğine dikkat edilmelidir. Emrcensi buslar ise normal koşullarda öncelikli AC ve DC bus’tan beslenir. Ana güç kaynaklarının yitirilmesi durumunda emercensi DC buslar uçak bataryasından, emercensi AC buslar ise static invertör vasıtasıyla yine uçak bataryasından beslenmektedir. Daha sonra varsa emercensi jeneratör devreye girerek emercensi AC bus’ı besler. 6.2. Ana Güç Dağıtımı Uçaklarda ana güç dağıtımı Ana AC ve Ana DC güç dağıtımı olarak iki bölümde incelenir. Aşağıdaki şekilde görüldüğü gibi jeneratörden çıkan üç faz 400 hz elektrik gücü gereken kontroller yapıldıktan sonra kullanıcılara ulaştırılmaktadır. Emercensi durumlarda şebekeden ilk ayrılacak bölüm şekilde de gösterildiği gibi büyük yüklerdir.

SAYFA 260


Y/T:………… REV:


Resim 11-6-10 Normal koşullarda sadece motor jeneratörleri kullanılır ve bus bağlama anahtarları açık konumdadır ve güç kaynağı anahtarları kapalı konumdadır. Eğer 2 numaralı jeneratörün arıza yaptığı varsayılırsa iki numaralı jeneratörün güç kaynağı anahtarı açılır, normalde açık olan ve sağ elektrik güç dağıtımı bölümünü besleyecek olan bus bağlama anahtarı APU devreye girdikten sonra kapanır ve sağ bölüm APU üzerinden beslenir. Sol bus bağlama anahtarı hala açıktadır ve sol bölüm 1 numaralı jeneratörden beslenmeye devam eder Resim 11-6-11

Aşağıda genel olarak iki motorlu bir uçağın elektrik şeması gösterilmektedir SAYFA 261


Y/T:………… REV:


Resim 11-6-12 1. Harici takat bağlı değil 2. APU çalışmıyor 3. Motor 1 çalışmıyor. 4. Motor 2 çalışmıyor

SAYFA 262


Y/T:………… REV:


6.3. Öncelikli Güç Dağıtımı AC bölüm Bir adet AC öncelikli AC bus vardır ve normalde AC bus1’den beslenir. Alternatif olarak ise ACbus2’den beslenir.

Resim 11-6-13 DC bölüm Bir adet öncelikli DC bus vardır ve normalde DC bus1’den beslenir. Alternatif olarak ise DC bus2’den veya öncelikli AC bus’tan beslenir

SAYFA 263


Y/T:………… REV:


Resim 11-6-14 6.4. Emergency Güç Dağıtımı Tüm ana güç kaynakları kaybedildiği zaman: 1. Kaptanın uçağı emniyetli bir şekilde indirebilmesi için gerekli tüm bilgilerin kaptana sağlanması gerekir. 2. Emercensi güç dağıtımına çok önemli cihazlar bağlanmıştır

SAYFA 264


Y/T:………… REV:


Resim 11-6-15 Normalde, öncelikli güç dağıtımındaki gibi kendine bağlı güç kaynağından beslenir, Ana güç kaynaklarının tamamı kaybedildiği takdirde emercensi güç kaynaklarına anahtarlanır. Emercensi güç ilk olarak bataryadan static invertor vasıtasıyla sağlanır. Daha sonra varsa RAT(ram air turbine) düşer ve çarpan havanın etkisiyle dönmeye başlar. Bu hidrolik üniteyi besler ve hidrolik jeneratör elektrik enerjisi üretir. Daha sonra batarya devreden çıkar ve sadece emercensi jeneratör bütün emercensi busları besler.

SAYFA 265


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 7. INVERTORLER, TRANSFORMATÖRLER VE DOĞRULTMAÇLAR 7.1. İNVERTÖRLER Inverter, çeşitli amaçlar için gerekli voltaj ve frekans değerinde, DC gücü AC güce çevirmek için kullanılır. Uçak elektrik ve elektronik sistemlerindeki bazı sistemler ve ekipmanlar 26V 400Hz güce ihtiyaç duyarlar. Ana güç kaynağından sağlanan güç 115V 400 Hz olduğu için bunu sağlamak için bir inverter kullanmak gerekir. Inverter genellikle geniş gövdeli uçaklar için sadece emergency durumda kullanılır. Bu durumda, normal çalışma durumlarında AC gücü motor tahrikli jeneratörlerden sağlanır. Tüm AC jeneratörler bozulduğunda inverter bataryadan aldığı DC gücü AC güce çevirerek uçak bus’larına sağlar. Çoğu hafif uçaklarda normal çalışma koşullarında static inverter kullanılır. Bu uçakların oldukça küçük değerlerde AC güce ihtiyacı vardır. Bu yüzden ana elektrik güç kaynakları motor tahrikli DC jeneratör veya alternatörler kullanılır. Beechcraft King Air , çoğu Cessna 421 ve 310, LearJet23 gibi uçaklarda bu amaçla inverter kullanılır. Bu uçaklar AC gücü motor elemanları windscreen ısıtılması ve aydınlatma sistemlerinde kullanmaktadır. İki temel tip inverter vardır. Bunlar; rotary inverter ve static inverter ‘lardır. Modern uçaklarda static inverter kullanılmaktadır. Çünkü static inverter’lar. Güvenirlik, verim ve ağırlık bakımından rotary inverter’ a göre avantajlıdır. 7.1.1. Rotary İnvertör Bir rotary inverter AC jeneratörü süren bir DC motordan oluşmaktadır ve bu motor tarafından çalıştırılan bir çok sistem sabit voltaj ve frekansa bağımlı olduğu için AC besleme bu sebeple regüle edilmelidir. Bir çok regülasyon metodu vardır fakat genel olarak şekil 4.18’de gösterilen metot kullanılmaktadır.

Şekil 11-6-10 Rotary invertör SAYFA 266


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ İnverter devreye sokulduğu zaman motor armatürü, şönt alan sargısı ve jeneratörü harekete geçiren alan sargısı DC ile beslenir. Böylece jeneratörü sürmeye başlar ve üç faz 115V AC çıkış elde edilir. Bu seviyede voltajı kontrol etmek için DC besleme jeneratör alan sarımına seri bir rezistanstan geçirilir.Bu rezistans istenilen regüle edilmiş uyartım akımını sağlamak için kullanılır. Jeneratör çıkış frekansı jeneratörün dönüş hızına bağlı olduğu için rezistans, istenilen 400Hz frekansta uyartım akımının sağlanması için motor şönt alan sarımına seri şekilde bağlanmıştır. Şekil 4.19’da rotary inverter’ın diğer tip devre düzenlemesini göstermektedir. Bu düzenlemede motor ve jeneratör ortak armatür ve alan sarımını kullanır ve voltaj ve frekans kontrolü “carbon-pile” regülasyon prensibine dayanır.

Şekil 11-6-11 Rotary Inverter (Carbon-Pile Regülasyonu) Makinenin DC bölümü dört kutuplu bileşik sargı içeririr ve DC güç armatür sarımlarına, seri ve şönt sarımlara uygulanır. AC bölümü yıldız şekilde bağlanmış jeneratör gibidir ve sargı armatür boşluğunda DC sargının altına yerleştirilir. Bu tür inverter’lar 26-29V DC giriş voltajı kullanır. Çıkış değeri 115V tek faz , 115V üç faz ve 200V üç faz elde edilebilir. Tüm fazlarda frekans 400Hz dir. Rotating inverter bakımları motor ve jeneratör bakımlarına benzer. Bakım uygulamaları üreticinin bakım ve servis manuel’lerinde yer alır. Inverter’ın üst kısmında yer alan kontol kutusu yerinde sökülmemeli , eğer bir hata tespit edilirse ilgili atölyelere gönderilmelidir.

SAYFA 267


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 7.1.2. Statik İnvertör

Şekil 11-6-12 Statik Inverter Bu tür çeviriciler rotary inverter’lar gibi aynı fonksiyonu yerine getiriler fakat hareketli parça bulunmamaktadır. Bu nedenle diğer inverter’a göre daha az bakım gerektiren parça bulunmaktadır. Bir çok tip uçak için normal AC güç kaynağı olarak kullanılmaktadır , fakat geniş gövdeli uçaklarda ise jeneratörün ürettiği 115V AC gücün kaybı gibi sadece emergency durumlarda kullanılmaktadır. Şekil 4.20’deki blok diyagramda görüldüğü gibi bir static inverter’ın fonksiyonu; bataryadan aldığı DC gücü, 115 V, 400Hz, tek fazlı AC güce çevirmektir. Transistorlerle teçhizatlandırılmış filtre devresi, pals şekillendirici ,sabit akım jeneratörü , güç sürücü bölümü ve çıkış bölümlerine DC güç uygulanmaktadır. Giriş sinyali filtre devrelerinde filtrelendikten sonra kare dalga jeneratörü tarafından çevrimin ilk aşaması olan kare dalga formuna sokulur. Ayrıca bu bölümde istenilen 400Hz çalışma frekansı da üretilmektedir. Daha sonra bu çıkış , pals genişliğini kontrol eden ve dalga şeklini çeviren pals şekillendiriciye gelir. Şekilden de görüleceği gibi pals şekillendiriciye bir geciktirici devreden geçerek bir DC güç uygulanıyor. Bunun amacı güç sürücü bölümü için sağlanacak olan voltaj dengelenene kadar pals şekillendiricinin çıkışını geciktirmektir. Güç sürücü bölümünün görevi , kare dalga formunda olan çıkış sinyalinin pals genişliğini simetrik olarak modüle etmektir. Çıkış bölümü değişken pals genişliğine sahip kare dalga çıkışlar üretir. Bu çıkışlar son olarak tek harmonikler filtresine iletilerek inverter’a bağlı sistemlerin çalışacağı istenen frekans ve voltaj değerindeki sinüs dalgaları üretilir. Jeneratörlerde olduğu gibi static inverter’da da çıkış gücü belli limitler doğrultusunda olmalıdır. Bunlar, şekilde de gösterildiği gibi voltaj ve akım sensörleri ile yapılır. Böylece çıkış voltajı , akımı ve frekansını kontrol edebiliriz.

SAYFA 268


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 7.2. TRANSFORMATÖRLER 7.2.1. GİRİŞ

Transformatörler, elektromanyetik indüksiyon yolu ile elektrik enerjisini bir devreden başka bir devreye veya birkaç devreye aynı frekansta fakat farklı gerilimlerde ve akımda dönüştüren ve hareket eden parçası olmayan elektrik makinalardır. Transformatörler, değişik amaçlarda kullanılabilen ve elektriksel enerjiyi direk olarak yüke aktaran bir düzenektir. Transformatör temel olarak iki sargıdan oluşur. Elektriksel enerjinin uygulandığı sargı primer, enerjinin alındığı sargı sekonder olarak adlandırılır. Buna göre transformatör, primerine uygulanan elektriksel gücü bir kayıpla sekondere aktaracaktır. Genel düşünülürse, transformatörün primer ve sekonderi, amaca göre birden fazla sargıdan oluşabilir. Transformatör, kullanılacağı frekans bölgesine bağlı olarak değişik biçimlerde gerçekleştirilebilir. Yüksek frekanslı devrelerde basit iki sargıdan oluşabilirken, düşük frekans uygulamalarında bir çekirdek üzerine sarılan sargıdan meydana gelir. Frekansın düşük olması durumunda sargı endüktansının büyük olması gerekecektir. Bunun sağlanabilmesi içn sargıların sarım sayısının ve çekirdek magnetik permeablesinin büyük olması gerekir.Hareket eden parçalar olmadığından, sürtünme rüzgar kayıpları yoktur. Bunun sonucu verimi ne yüksek elektrik makinalardır. %99.6 verimli transformatörler yapılabilmektedir. Güçleri ise birkaç Volt-Amper (VA)’den, Mega-VoltAmper (MVA)’e kadar olabilir. Yapıları: Transformatörler, 0.30-0.50 mm kalınlığında ince silisli saçlardan yapılmış ve demir gövde veya demir nüve adı verilen kapalı bir manyetik devre ile yalıtılmış iletkenlerle sarılıp, demir gövde üzerine yerleştirilmiş en az iki bobinden meydana gelmiştir. En basit şekilde transformatörlerde iki sargı bulunur. Özel olarak yapılmış oto trafoları dışındaki transformatörlerde, bu iki bobin elektriki olarak birbirinden tamamen yalıtılmıştır. Primer’e uygulanan gerilim, sekonderden alınan gerilimden büyükse, bu trafoya Alçaltıcı Trafo, sekonder gerilimi, primer geriliminden büyükse, bu trafoya Yükseltici Trafo denir. Manyetik Nüve Gereçleri ve Özellikleri Trasnformatörlerin manyetik nüveleri (gövdeleri), birer yüzeyleri yalıtılmış 0.3-0.5 mm kalınlığındaki silisli saçların üst üste konulması ve bunların çok iyice sıkıştırılması sonucu oluşur. Saçların birer yüzeyi, fuko kayıplarını azaltmak için vernik, kağıt, lak vb. yalıtkanlarla yalıtılmıştır. Saçların %3-4 kadar silisyumlu olması ile manyetik indiksiyonları artar. Bunun sonucu trafo nüve hacmi ve ağırlığı azalır. Trafonun nüve kayıpları (fuko ve histerizis) küçülür, verimi yükselir.Transformatör yapımında, manyetik indiksiyonu yüksek saçlar kullanılırsa, nüve kesiti ve trafo boyutları küçülür. Böylece trafo ağırlığı azalır ve maliyet ucuzlar. Aynı zamanda trafo nüve (demir) kayıpları küçülerek verim yükselir.

SAYFA 269


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Manyetik Nüve Şekilleri a. Çekirdek Tip (iki bacaklı nüve) b. Mantel Tip (üç bacaklı nüve) c. Dağılmış nüve d. Spiral nüve 7.2.2. TEK FAZLI TRANSFORMATÖRLER Monofaze transformatörler iki gruba ayrılır: -Çift sargılı transformatör. -Tek sargılı (oto) transformatör. Çift Sargılı Transformatörün Çalışma Prensibi: Şekilde görüldüğü gibi monofaze bir transformatörde genellikle iki giriş ucu ve iki de çıkış ucu mevcuttur. Bu uçlar giriş ve çıkış sargılarından alınmaktadır. Ihtiyaca göre çıkış sarıgısı birden fazlada olabilir.

Şekil 11-6-13 Bu sargılar teknik dilde aşagıdaki gibi adlandırılır: • Giriş sargısı: (Primer sargı) • Çıkış sargısı: (Sekonder sargı) Primer sargıya bir AC gerilim uygulandıgında, sekonder sargı uçlarından da yine AC gerilimi alınır. Gerilim İle Sarım Sayısı Bağıntısı Primer ve sekonder sargılardaki gerilim degerleri, sargıların sarım sayılarıyla orantılıdır. Günlük hayatta, AC devrelerde ölçüm için kullanılan normal ölçü aletleri efektif değerleri ölçtüğü için, hesaplamalarda da genel olarak efektif değerler kullanılır. N 1 /N 2 =V 1 /V 2 =I 2 /I 1 Formülüyle ifade edilir. Bu formülde : N 1: Primer sarım sayısı N 2 : Sekonder sarım sayısı V 1: Primer gerilimi SAYFA 270


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ V 2: Sekonder gerilimi I 1 : Primerden çekilen akım I 2: Sekonderden çekilen akım

Oto Transformatörleri Oto transformatörde şekilde görüldüğü gibi bir nüve üzerinde tek sargı vardır. Giriş bu sargının uçlarından yapılır. Çıkış iki şekilde olabilir: Belirli kullanılma gerilimine ihtiyaç varsa, şekilde görüldüğü gibi, sargının belirli noktalarından çıkış uçları alınır. Değişik gerilimlere ihtiyaç olursa, transformatör üzerinde bir hat boyunca iletkenlerin izolasyonu kazınır ve bu hat üzerinde gezdirilebilen bir uç sargılara temas ettirilir. Bu tür oto transformatörlere Varyak (Variac) adı verilmiştir. Oto transformatörde giriş ve çıkışa ait, güç gerilim ve empedaslar şekilden de anlaşıldığı gibi sarım (tur) sayısına göre belirlenir. Şekil 11-6-14 Yalnızca akım, yüksüz halde giriş ve çıkış için aynıdır. Ancak, R L gibi bir yük direnci bağlandığında akım, sargı empedansı ile R oranına göre paylaşılır. Oto transformatörlerin avantajları; tek sargı kullanıldığı için küçük güçlerde daha az yer tutması, çıkış geriliminin istenildiği gibi ayarlanabilmesi ve daha az ısınmasıdır. Dezavantajları ise; sargının tek sıra olması halinde çok yer kaplamasıdır. Normal bir transformatörde primer ve sekonder sargılar arasına yalıtkan bir bant konarak çıkışa kaçak yapma ihtimali önlendiğinden, çıkış bakımından daha güvenli hale getirilmektedir. Oto transformatörde çıkış uçları, arasında kalan bir sarım koptuğunda giriş uçları arasındaki büyük gerilim çıkışa yansıyacak ve giriş akımının tamamı da çıkıştan devreyi tamamlayacaktır. Böyle bir durumda: çıkış uçları arasındaki büyük gerilim hayati tehlike yaratabilir. Çıkış devresi de hassas elektronik elemanlar bulunabileceğinden, büyük gerilim ve büyük akım, devre elemanlarına zarar verecektir 7.2.3. Üç Fazlı Transformatörler Üç fazlı alternatif akım sistemi aralarında 120 derece faz farkı bulunan her biri 120 volt gerilim taşıyan üç ayrı fazdan oluşur. Dördüncü bir toprak hattı da bazı trafolarda SAYFA 271


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ mevcuttur. Bu sistem üç adet ayrı bir fazlı transformatörlerin yıldız veya üçgen bağlanarak oluşmasıdır. Bunun için primer ve sekonder sargıları aynı ayakta olan çekirdek tipi transformatörlerden üçünün sargısız ayakları yan yana getirir. Sargısız üçayağın oluşturduğu orta ayak her üç transformatörün manyetik akılarını bir araya getirir. Bilindiği üç fazlı yıldız bağlı sistemlerde faz akımlarının yıldız noktasındaki toplamları her an için sıfır olmaktaydı. Bu düzenlemede orta ayaktaki manyetik akı har an için sıfır olduğundan bu ayaklar kaldırılabilir. Böylece üç adet bir fazlı transformatörden oluşan bir adet üç fazlı transformatör elde edilir. Bu düzenlemede transformatör özellikleri aynı olmalıdır. Bu trafolar güç santrallerinde gerilim yükseltmelerinde veya düşürmelerinde, tek veya üç fazlı güç gerektiren motorların çalıştırılmasında kullanılıyor. Üç fazlı transformatörlerde 3 çeşit sargı vardır: 1-Basit bobin sargılar 2-Dilimli sargılar 3-Silindirik sargılar Aşağıdaki şekilde üç bobinin delta veya y-bağlantı şemaları var. Bağlantılar, üç ayrı trafo ile yapılabildiği gibi, üçer sarımlı iki trafo arasında da yapılabilir. Bu trafo takımlarının birincil bobinlerini bir, ikincil bobinlerini de diğer şekilde bağlamak suretiyle çok çeşitli gereksinimlere yanıt vermek mümkündür. Örneğin bir Y-delta trafosu, nötr hattı bulunmayan üç fazlı elektrik gücünü, nötr hatlı üç faza dönüştüren bir aygıt olup, üç ayrı trafodan oluşuyor.

Şekil 11-6-15 7.3. DOĞRULTMAÇLAR Doğrultma devreleri AC gerilimi DC gerilime çevirmektedir. Doğrultma devrelerİ iki gruba ayrılır: Yarım dalga doğrultucu devresi ve tam dalga doğrultucu devresi 7.3.1. Yarım Dalga Doğrultmaç Yarım dalga doğrultmaç devresine uygulanan giriş işareti sinüsoydaldır ve zamana bağlı olarak yön değiştirmektedir. Devrede kullanılan diyodu ideal bir diyot olarak üşünelim. Giriş işaretinin pozitif alternansında; diyot doğru polarmalanmıştır. Dolayısıyla iletkendir. Üzerinden akım akmasına izin verir. pozitif alternans yük üzerinde oluşur. Bu durum aşağıdaki şekilde ayrıntılı olarak gösterilmiştir. SAYFA 272


Y/T:………… REV:


Şekil 11-6-16 Giriş işaretinin pozitif alternansında devrenin çalışması Giriş işaretinin frekansına bağlı olarak bir süre sonra diyodun anoduna negatif alternans uygulanacaktır. Dolayısıyla giriş işaretinin negatif alternansında diyot yalıtımdadır. Çünkü ters yönde polarmalanmıştır ve üzerinden akım akmasına izin vermez. Açık devredir. Dolayısı ile çıkış işareti 0V değerinde olur. Bu durum şekil üzerinde ayrıntılı olarak gösterilmiştir.

Şekil 11-6-17 Giriş işaretinin negatif alternansında devrenin çalışması Yarım dalga doğrultmaç devresinin çıkışında elde edilen işaretin dalga biçimi şekilde de ayrıntılı olarak verilmiştir. Yarım dalga doğrultmaç devresinin çıkışından alınan işaret artık AC bir işaret değildir. Çünkü çıkış işareti, negatif alternansları içermez. Doğrultmaç çıkışından sadece pozitif saykıllar alınmaktadır. Çıkış işareti bu nedenle DC işarete de benzememektedir ve dalgalıdır. Bu durum istenmez. Gerçekte doğrultmaç çıkışından tam bir DC veya DC gerilime yakın bir işaret alınmalıdır.

Şekil 11-6-18 Yarım dalga doğrultmaç devresinin çıkış dalga biçimleri 7.3.2. Tam Dalga Doğrultmaç Tamdalga doğrultmaç devresi aşağıdaki şekilde görülmektedir. Bu devre orta uçlu bir transformatör ve 2 diyot kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Transformatörün primer SAYFA 273


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ sargılarına uygulanan şebeke gerilimi, transformatörün sekonder sargılarında tekrar elde edilmiştir. Sekonder de elde edilen geriliminin değeri transformatör dönüştürme oranına bağlıdır. Transformatörün sekonder sargısı şekilde görüldüğü gibi üç uçludur ve orta ucu referans olarak alınmıştır. Sekonder sargısının orta ucu referans (şase) olarak alındığında sekonder sargıları üzerinde oluşan gerilimin dalga biçimleri ve yönleri şekil üzerinde ayrıntılı olarak gösterilmiştir.

Şekil 11-6-19 Orta uçlu tamdalga doğrultmaç devresi Orta uçlu tam dalga doğrultmaç devresinin incelenmesi için en iyi yöntem şebeke geriliminin her bir alternansı için devreyi analiz etmektir. Orta uç referans olarak alınırsa, sekonder gerilimi iki ayrı değere (Vsek/2) dönüştürülmüştür. Örneğin; V giriş işaretinin pozitif alternansında, transformatörün sekonder sargısının üst ucunda pozitif bir gerilim oluşacaktır. Bu durumda, D1 diyodu doğru polarmalandırılmış olur. Akım devresini; trafonun üst ucu, D1 diyodu ve RL yük direnci üzerinden transformatörün orta ucunda tamamlar. RL yük direnci üzerinde şekilde belirtilen yönde pozitif alternans oluşur. Akım yönü ve akımın izlediği yol ºekil üzerinde ayrıntılı olarak gösterilmiştir.

Şekil 11-6-20 Pozitif alternansta devrenin çalışması ve akım yolu SAYFA 274


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Şebekenin negatif alernansında; transformatörün sekonder sargılarında oluşan gerilim düşümü bir önceki durumun tam tersidir. Bu durumda şaseye göre; sekonder sargılarının üst ucunda negatif alternans, alt ucunda ise pozitif alternans oluşur. Bu durum şekil üzerinde ayrıntılı olarak gösterilmiştir. Bu durumda D2 diyodu iletken, D1 diyodu ise yalıtkandır. Akım devresini trafonun orta ucundan bağlayarak D2 üzerinden ve RL yükü üzerinden geçerek tamamlar. Yük üzerinde şekilde belirtilen dalga şekli oluşur. Akım yolu ve gerilim düşümleri şekil üzerinde gösterilmiştir.

Şekil 11-6-21 Negatif alternansta devrenin çalışması ve akım yolu 7.3.2.1.

Köprü Tipi Doğrultmaç

Tam dalga doğrultmaç devresi tasarımında diğer bir alternatif ise köprü tipi tam dalga doğrultmaç devresidir. Köprü tipi tam dalga doğrultmaç devresi 4 adet diyot kullanılarak gerçekleştirilir. şehir şebekesinden alınan 220Vrms/50Hz değere sahip sinüsoidal gerilim bir transformatör kullanılarak istenilen değere dönüştürülür. Transformatörün sekonderinden alınan gerilim doğrultularak çıkıştaki yük (RL) üzerine aktarılır. Doğrultma işleminin nasıl yapıldığı aşağıdaki şekiller yardımıyla anlatılacaktır. şehir şebekesinin pozitif alternansında; transformatörün sekonder sargısının üst ucunda pozitif alternans oluşur. D1 ve D2 diyodu doğru yönde polarmalandığı için akım devresini D1 diyodu, RL yük direnci ve D2 diyodundan geçerek transformatörün alt ucunda tamamlar. RL yük direnci üzerinde pozitif alternans oluşur.

Şekil 11-6-22 SAYFA 275


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Pozitif alternansta tam dalga dogrultmaç devresinin davranışı Şebekenin negatif alternansında; bu defa transformatörün alt ucuna pozitif alternans oluşacaktır. Bu durumda D3 ve D4 diyotları doğru yönde polarmalanır ve iletime geçerler. Akım devresini; D4 diyodu, RL yük direnci ve D3 diyodu üzerinden geçerek transformatörün üst ucunda tamamlar ve RL yük direnci üzerinde pozitif alternans oluşur.

Şekil 11-6-23

SAYFA 276


Y/T:………… REV:


8. DEVRE KORUNMASI 8.1. GİRİŞ Uçaklarda elektrik güvenliği sağlamak için şu elemanlar kullanılır. Power relay(güç rölesi): Anahtarlama cihazı olarak kullanılır. Circuit breaker(devre kesici) ve fuse(sigorta): Emniyeti sağlamak amacıyla kullanılır. Current transformer(Akım trafoları): Uçaklarda AC akım ölçmek için kullanılır. Current limiter(Akım kısıtlayıcı): İstenen akım değerinin üstündeki akım geçişini engelleyerek devreyi korur.

SAYFA 277


Y/T:………… REV:


Resim 11-6-16 Devre kesici, sigorta, power relay ve GCU nun devre üzerinde gösterilmesi ve koruma alanları

SAYFA 278


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 8.2. DEVRE KORUYUCU ELEMANLAR 8.2.1. Güç Rölesi DC anahtarlama için kullanılır : Standart röleler gibi yapılmıştır. AC anahtarlama için kullanılır: Kontaktör ve breaker(kesici) kullanılır. Tüm AC güç röleleri temel olarak birbirinin aynısıdır: 1.Üç tane yüksek güçlü ana kontak(main contact) içerir. Elektro-manyetik cihaz vasıtasıyla çalışır. 2. Bir kaç tane yardımcı kontak(auxiliary contact) anahtarlama durumunu izler. Kontaktör cihazının elektro-manyetik çalışması: 1. Bobin ve demir armatürden oluşur, 2. Geçen akım manyetik alan oluşturur, 3. Demir armatür ve ona bağlı olan kontaklar hareket eder, 4. Akım aktığı sürece kontaklar kapalıdır, 5. Standart rölelere benzer.

Resim 11-6-17 Kontaktör cihazının elektro-manyetik çalışması Kesici(breaker) tip güç rölesinin elektro-manyetik çalışması 1. Kontakları kapatmak için bir anlık akım sinyali(pulse) gerekir, 2. İkinci akım sinyali kontakları tekrar açmak için(trip) içindir, 3. Kontakları kapalı durumda tutmak için akım gerekli değildir. Latching device(anahtarlama cihazı) olarak kullanılan daimi mıknatıs armatürü çalışma pozisyonunda tutar.

. SAYFA 279


Y/T:………… REV:


Resim 11-6-18 Kesici (breaker) tip güç rölesinin çalışması üç adımdadır: 1.Close current (kapatma akımı),manyetik alan üretir, 2.Auxiliary contact’lar (yardımcı kontak) vasıtasıyla akım kesilir, permanent magnet(daimi =sabit mıknatıs) armatürü aşağıda tutar, 3.Kontakları açmak için, karşı yöndeki trip current(açma akımı) vasıtasıyla manyetik alan gücü kesilir.

Resim 11-6-19 Kesici tip güç rölesinin close(kapama) akımının geçmesi

SAYFA 280


Y/T:………… REV:


Resim 11-6-20 Kesici tip güç rölesi içindeki sabit mıknatısın armatürü aşağı pozisyonda tutması.

Resim 11-6-21 Kesici tip güç rölesinin trip (açma) akımının geçmesi Kesici(breaker) tip güç rölesinin kontaktöre göre iki avantajı vardır: 1.Bobin daha küçüktür, çünkü kapalı (closed) durumunda akım üretilmez, 2.Elektrik gücü mevcut olmadığı zaman bile kapalı kalır. 8.2.2. Sigorta ve Devre Kesici SİGORTA Yüksek akım koruması için en basit yöntemdir. Kesitteki metal tel kablodan daha küçüktür.Bu şekilde akım maksimum izin verilen değeri aştığında,metal tel koparak yüksek akımın kablolara zarar vermeden önce elektrik devresini kesmesini sağlar. Fuse(sigorta) attığında yani tel bağlantı koptuğu zaman: 1-Devre tamir edildikten sonra değiştirilmelidir. 2-Uçaklarda yeterli sayıda tedek sigorta bulundurulmalıdır. SAYFA 281


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 3-Sigortaların değiştirme zamanları yüksek olduğu için circuit breaker’ler sigortaların yerine kullanılır.

Resim 11-6-22 Metal teli sağlam ve kopuk olan sigortanın iç yapısı DEVRE KESİCİ Devre kesicilerin sigortalara göre avantajları: 1.Çabuk bir şekilde reset edilebilmeleri, 2.Manual ON/OFF anahtarları gibi kullanılabilir(bakım amaçlı devreleri deaktif etmemizi sağlar. Taşımacılıkta kullanılan uçaklarda devre kesicilerin sayısı yüzlercedir. Devre Kesicilerin Yerleri: 1-Kablo ve kullanıcının yerine bağlıdır, 2-Bus’lar ve büyük yükler için elektrik kompartmanındadır, 3-Kabin cihazları(lambalar ve galley’ler) için kabindedir, 4-Uçak sistemleri için kokpittedir, 5-Uçuş süresince yalnızca essential load CB’lerine pilotlar erişebilmektedir. Görevleri: Bir kısa devre durumunda devreyi açık devre yapar.Bu görevi şu şekilde yapar. 1.Bu görevi Thermal sensitive device(ısı hissedici cihaz) vasıtasıyla yerine getirilir. Akım vasıtasıyla ısınan bi-metal telden meydana gelir. Bu tel akımla ısınır. 2.Gerçekte akan akım maksimum izin verilen akımın üstünde ise atar. 3.Bi-metal telin sıcaklığı artarsa tel bükülmeye başlar, 4.Pop-out mekanizması serbest kalır, böylece beyaz band görünür. 5.Elektrik devresi açılır, yay bi-metal’e basarak kontakları açıkta tutar. SAYFA 282


Y/T:………… REV:


Resim 11-6-23 Devre kecilerin içyapısı, açık ve kapalı olduğu on/off durumu ve dıştan görünüşü Devre Kesicilerde Dikkat Edilmesi Gereken Hususlar 1.CB’den geçebilecek nominal akım kontrol knob üzerinde etiketlendirilmiştir. 2.Kontrol CB için akım değerleri ½ A’den bus bağlantıları için 125 A’e kadardır. 3.CB atma zamanı akıma bağlıdır. Nominal değerin aşılma miktarına ve ne kadar bir süre içinde meydana geldiğine bağlıdır. Not: Kablodan geçen akım asla aşılmamalıdır. Cb’nin reset edilmesi: 1-Bi-metal bükülüyken resetlemek mümkün değildir. 2-Bi-metal normal biçimini alınca, knob’a basılarak kontaklar kapanır. 3-Trip olduktan sonra, reset yapmadan önce 2 dk bir süre için soğuması tavsiye edilir. 4-Yalnız ve yalnız bir kez reset yapılmalıdır çünkü kısa devre akımı CB’ye zarar verebilir SAYFA 283


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ veya kontakları kaynak edebilir(aynı durum 2 dk’dan öncede reset yapılırsa meydana gelebilir). 5-Kontrol knob mekanizmasına basılıp tutulsa bile aşırı yükte devre açılır. 6-CB’nin görevini yerine getirebilmesi için kısa devre mevcut olur olmaz bir reset’ten daha çok asla yapılmamalıdır. Uçakta CB’nin Açık Devre Olması: 1-Kontrol knob mekanizmasına basılıp tutulsa bile aşırı yükte devre açılmalı, 2-En önemlisi görevini yerine getirebilmesi için kısa devre mevcut olur olmaz bir reset’ten daha çok asla yapılmamalıdır. 8.2.3. Akım Trafoları Tek veya üç fazlı parçalar olarak olarak mevcuttur. Her bir ölçülecek faz için bir delik vardır. Ölçülmek istenen akımı taşıyan kablolar bu deliklerden geçirilir. Her bir deliğin etrafında demir bir nüve yerleştirilmiştir. Üzerindeki bobin tel akımı taşır. GCU’ya kontrol, koruma ve göstermek için çalışma parametreleri gerekir. 1.Voltaj direkt olarak ölçme noktasından alınır. 2.AC dağıtımda, akımı ölçmek için özel akım ölçen parçalar gerekir. Bunlar akım trafolarıdır. Bobin tel: 1000 tura sahip bir sargıdır. Trafonun ikinci sargısı adını alır. Akımı ölçülmek istenen tel trafonun birinci sargısı adını alır.

Resim 11-6-24 Akım trafosunun açık şeması SAYFA 284


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Akım trafosunun ikinci sargısındaki akım: 1.Birinci teldeki akıma ve ikinci bobindeki sarım sayısına bağlıdır. 2.I1’in üretmiş olduğu manyetik alan I2’nin manyetik alan vasıtasıyla dengelenir. Çünkü I1 * N1=I2 *N2. Akım trafosunun ikinci sargısını yükten ayırdığımız zaman GCU sökülebilir: 1.Bu durum CT için zararlı olacaktır. 2.Çünkü I1’in ürettiği manyetik alan dengelenmez. Yüksek voltaj ve ısı üretir.

Resim 11-6-25 Akım trafosundan geçen akımının dengelenmesi 9. HARİCİ / YER GÜÇ ÜNİTESİ 9.1. GİRİŞ Elektriksel güç,motorları ateşlemek,havaalanındaki hizmetler süresince motorları çalışır durumda tutmak,uçağın ışıklandırılmasını sağlamak ve uçağın rutin bakım kontrolleri süresince elektrik sistemlerinin testi için gereklidir.Bu elektriksel güç yerde yer güç ünitesi tarafından sağlanır. Yer güç üniteleri uçaktan bağımsız bir kaynaktır. Farklı uçak tipleri için farklı ebat ve güçte çeşitli yer güç üniteleri kullanılmaktadır. Normalde bir harici güç kaynağı kullanıcıları yerde beslemek için yeterlidir. Küçük ve orta menzilli bir uçağı yerdeyken tek yer güç ünitesi besleyebilir ancak uzun menzilli,dört motorlu,geniş gövdeli uçaklarda iki yer güç ünitesine ihtiyaç vardır. Tekerlek takozları ile uçağın pozisyonunu emniyete almak ve statik olarak uçağın yerde durdurulması işlemleri tamamlandığı zaman yer güç ünitesi uçağa bağlanır.

SAYFA 285


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 9.2. Harici Güç Ünitesi Çeşitleri Yer güç üniteleri hareketli ve sabit olmak üzere iki çeşittir. Küçük uçaklar için elle taşınabilir küçük boyutlarda kullanılan yer güç ünitesi şekil de verilmiştir.

Resim 11-6-26 Sabit Harici Güç Ünitesi

Aşağıdaki resimde daha büyük güçte ve ebatta taşınabilir yer güç üniteleri görülmektedir.

SAYFA 286


Y/T:………… REV:


Resim 11-6-27 Hareketli Harici Güç Ünitesi Ayrıca bazı havaalanlarında yada hangarlarda yeraltına veya körüklere sabitlenmiş yer güç kaynakları da bulunmaktadır.

Resim 11-6-28 Sabit Harici Güç Üniteleri 9.3. Harici Güç Ünitesi Elemanları Harici Güç Kaynağı 3 komponentten oluşur; • Harici güç kabulü • Harici güç bağlayıcısı • Bus power kontrol ünitesi SAYFA 287


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Harici güç uçağa burun kısmında sağ ön tarafta var olan bir panelden bağlanır. Bu panelde şu komponentler bulunur; External Power Conn Indicator: Yer kaynağı takılı olduğu ve çalıştığı zaman amber renkli lamba yanar. Not In Use Indicator: Şu durumlarda bu lamba yanar ; -Harici güç uygunsa -EPC açıksa Flight Interphone Jack: Sadece kokpit ile konuşmak için kullanılır. Başka hiç kimse konuşmaya müdahale edemez. Service Interphone Jack: Uçağın içinde ve dışındaki tüm alanlarla konuşmak için kullanılır , birden fazla kişi aynı anda kullanabilir. Pilot Call Switch: Kokpite sesli uyarı yollamak için kullanılır. Nose Wheel Well Light Control Switch: Burun iniş takımı yuvasındaki ışıkları açmak için kullanılır.

SAYFA 288


Y/T:………… REV:


Şekil 11-6-24 Harici güç kaynağı prizi 6 pinden oluşur ; • 3 adet AC faz (pin A, B, C) • 1 adet nötr (pin N) • BPCU için 2 adet kısa pin (pin E, F) Harici güç BPCU vasıtası ile şunları besler ; • Harici güç kontaktör (EPC) kontrolü • AC dağıtıcı bus koruması • Harici güç görüntüleme ve korunması • Kokpit lambaları • Yer servisi güç kaynağı kontrolü • Yakıt ikmal istasyonu gücü

SAYFA 289


Y/T:………… REV:


11.7. EKIPMANLAR VE DÖŞEMELER

SAYFA 290


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.7.1 EMERGENCY(ACİL DURUM) EKİPMAN GEREKSİNİMLERİ 11.7.1.1 Acil Ekipman Malzemeleri a) Kanat üstü kaçış kayışları (Overwing Escape Straps) b) Kaçış çekme ipleri (Escape Lanyards) c) Sökülebilir acil durum malzemeleri (Detachable Emergency Equipment) d) Kaçış slaytları (Escape Slides)

Şekil 1.1 Acil Ekipmanlar 11.7.1.2. Kanat Üstü Kaçış Kayışları Kanat üstü kaçış kayışları yolcuların kanat üstünde ve zeminde güvenli bir şekilde hareket etmelerine izin verir.Kaçış kayışı yolcu kompartımanının tavanındaki istif tüpündedir. Kayışın bir ucu acil durum çıkışının antresine bağlıdır. Acil durumda, kayışın ucundaki kanca (çengel) kanadın üzerindeki bir tertibata bağlanır. İstif tüpleri içindeki kanat üstü kaçış kayışları her bir acil durum çıkışının üzerindedir. Kaçış kayışı aşağıdaki parçalara sahiptir:

SAYFA 291

•

Kayış (strap)

•

Kanca (Çengel) (hook)

•

Demir (Çapa) tertibatı (anchor fitting)

•

İstif tüpü (stowage tube)


Y/T:………… REV:


Şekil 1.2. Kanat Üstü Kaçış Kayışları 11.7.1.3. Kaçış Çekme İpleri Kaçış çekme ipleri, uçuş mürettebatının 2 numaralı pencereler vasıtasıyla güvenli bir şekilde zemine iniş yapmasını sağlar. Kaçış çekme ipleri şu elemanlara sahiptir: • • • • •

Tertibat Gövde Halkalar El tutacakları Ceket

Kaçış çekme ipinin(halat) bir ucu uçak yapısına bağlanır. Diğer ucu bir istif çantasında sarılmış ve saklanmıştır. Kaçış çekme iplerinden faydalanmak için kompartıman kapağının mandalı açılır. İp ve istif çantası uçuş kompartımanı astarının üstündeki 2 numaralı pencerelerin arkasındadır.

SAYFA 292


Y/T:………… REV:


Şekil 1.3. Kanat Üstü Kaçış Kayışı

Ş e k il 1.4. Kaçış İpleri Uygulamaları 11.7.1.4. Baş Üstü İstif Üniteleri Baş üstü istif üniteleri cankurtaran malzemelerin istiflenmesini sağlar. Baş üstü istif üniteleri hayat kurtaran malzemelerin istiflendiği kompartımanlardır (bölmeler). Baş üstü istif üniteleri ezilmiş (basılmış) kompozit kompartımanlardır. İç yüzeyler dekoratif kapağa sahiptir. Baş üstü istif üniteleri aşağıdaki merkez baş üstü konumlarındadır: •

İleri kabin

• Geri kabin Baş üstü hayat kurtaran malzemelerin yeri, çeşidi ve miktarı bu malzemelere ait SAYFA 293


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ kılavuzda belirtilmiştir. 11.7.1.5. Uçuş Kompartımanı Acil Durum Malzemeleri Uçuş kompartımanındaki sökülebilir acil durum malzemeleri şunlardan oluşmaktadır: •

Balta

•

Duman gözlükleri

•

Yangın eldivenleri

•

Can yelekleri

•

El fenerleri

•

Koruyucu nefes alma malzemeleri

Şekil 1.5 Uçuş Kompatmanı Acil Ekipman Yerleşimi 11.7.1.6. Yolcu Kompartımanı Acil Durum Malzemeleri Yolcu kompartımanındaki sökülebilir acil durum malzemeleri şunlardır:

SAYFA 294

•

İlk yardım takımları

•

Megafonlar

•

Can yelekleri

•

El feneri


Y/T:………… REV:


Şekil 1.6. Yolcu Komparmanı Acil Malzeme Yerleşimi Uçaktaki ilk yardım malzemelerinin çeşitleri ve miktarı uçak çeşidine ve ihtiyaçlarına bağlıdır. İlk yardım takımlarının miktarı ve konumları uçakların kılavuzunda belirtilmiştir. Tedarikler yolcu kompartımanındaki 4 el fenerinin tertibatı için sağlanır. Tertibat hava yollarının ihtiyaçlarına bağlıdır. İlave sökülebilir acil durum malzemeleri uçağın yolcu kompartımanında olabilir. Acil durum malzeme ihtiyaçları uçağın hizmet profiline bağlıdır. 11.7.1.7. Kaçış Kaydırağı (Escape Slide) Kaçış kaydırağı uçağın çabuk bir şekilde tahliyesi için kullanılan şişebilen kaydıraklardır. Bütün ticari yolcu uçaklarda bulunması zorunludur ( Bu uçaklarda kapı yüksekliği tahliye esnasında yolcuların zarar görmeden inmesine müsaade etmeyecek şekildedir. Yani FAA’ye göre uçak zemininin 6 feetten yüksek olduğu uçaklarda kaçış kaydırağı bulunması zorunludur) Embraer 145 Bombardier CRJ uçak familyasında kaçış kaydırağı bulunmaz. Eğer uçak suya inerse kaçış kaydırağının bağlantısı uçaktan kesilerek taşıma aracı gibi kullanılabilir. Kaçış kaydırağı naylon kumaştan yapılır. Bir alüminyum kaplamayla ışın etkisinden korunması sağlanır. Kaygan yüzeyi dayanıklı ve naylon kumaştır. Her bir kaçış kaydırağı bir valizde muhafaza edilir ve uçağın çıkış kapısında kompartıman içerisine istiflenir. Bir ışık sistemi gece tahliyesi esnasında zeminin aydınlatılmasını sağlar. Bataryalar ışık sistemini çalıştırır. Kaçış kaydıraklarının kolay kilitlenebilir ya da çözülebilir kuşakları vardır. Bu özellik kaçış kaydırağının kuşaktan kolayca ayrılmasına izin verir. Onun için bir çakılma anında taşıma araç gibi kullanılabilir. Aynı zamanda kuşağın basitçe yerine yerleşmesi sağlanabilir. Her bir kaçış kaydırağı tesisatının parçaları şunlardır: • Kaçış kaydırağı kompartımanı

SAYFA 295

•

Kaçış kaydırağı bavulu

•

2 zemin dirseği FOR TRAINING PURPOSE ONLY

Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Kaçış kaydırağı kompartımanı kaçış bavulunu istif pozisyonunda tutar ve kaydırak kullanılacağı zaman açar. Kaçış kaydırağı bavulu kaçış kaydırağı kompartımanı içerisine yerleştirilir. Montajı her girişin ve servis kaplarının en alt iç yüzeyine yapılır. Zemin dirsekler ilerde ve kapı yollarının en arkasında kapı kirişinin içerisindedir. Kaçış kaydırağı her bir girişin ve servis kapısının en alt iç yüzeyindedir.

Şekil 1.7. Kaçış Kaydırağı Uçak ayrılamadan önce (genellikle motor çalıştırmadan önce) bütün uçak kapıları kapanır. Kabin personeli kapıyı arm moda (otomatik moda) alır. “Arm”a alma metodu uçaktan uçağa değişsede girt bar ( kaydırağın sonunda kapıya bağlanmış metal bir bar) fiziksel olarak kapı eşiği içine veya bitişik zemin dirseğine (bracket) tutturulmuştur. Eski uçaklarda bu işlem (Boeing 737 gibi) fiziksel olarak kabin personeli tarafından yapılır diğer uçakların çoğunda ise kapıyı otomatik olarak kapıyı arm alan bir itme çubuğu vardır. Eğer çok hızlı tahliye gerekli ise ve kapı arm modunda iken açılırsa, kapının açılması kaydırağı kompartımanından dışarı çıkaracaktır (girt bar fiziksel olarak uçak döşemesine bağlıdır) kapının ve kaydırağın ağırlığından dolayı kaydırak tamamen serbest bırakmak için büyük bir güç gereklidir. Bundan dolayı büyük uçaklarda elektriksel veya kompresör gazlı bir güç yardımcısı kullanılır. Kaydırağı tamamen serbest kaldığında yerçekimi etkisiyle düşer kuşak kayışı genişler kuşak kilidi kaydırak bavulunun kaplamasının düşmesine izin verir ve belirli bir yol aldıktan sonra pin squibden çıkar ve kaydırak şişer. Eğer bu sistemde bir arıza gerçekleşirse kaydırak kabin ekibi tarafından kaydırağın üst kısmında bulunan manüel şişirme kolu çekilerek şişirilebilir. Bu da arıza yaparsa kabin görevlileri yolcuları faal bir kapıya yönlendirir. Kaçış kaydırağını uçaktan çıkarmak için flap kaldırılır. Kuşak serbest bırakma kolu SAYFA 296


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ çekilir. Kaçış kaydırağı hat serbest bırakılır, kesilir veya kırılabilir. Işıklı aydınlatma sisteminin çalışması kaydırağın şişmesi esnasında otomatiktir.

Şekil 1.8. Kaçış Kaydırağı Operasyonu Kaçış kaydırağı kompartımanı, çelik kaplama kompozit malzemeden yapılmıştır. Kaçış kaydırağı şu bölümlerden oluşur:

SAYFA 297

•

Basınç denetim camlı kapak

•

Destek kefesi

•

Kuşak çubuk tutucuları

•

Kilitleme zinciri

•

Kaçış Kaydırağı Bavulu


Y/T:………… REV:


Şekil 1.9. Kaçış Kaydırğı Kompartmanı Kaçış kaydırağı bavulu şunlardan oluşur: •

Kaçış kaydırağı

•

Kaçış kaydırağı valizi

•

Kuşak

•

Kuşak çubuğu

•

Şişirme silindiri

•

Şişirilmiş kablo

•

Batarya

Valiz, kaydırağı temin edilmiş pozisyonda tutan korumalı bir kapaktır. Kuşakta ki ve kuşak çubuğundaki gerginlik kilitli kapağı ve valizi açar. Bir şişme kablosu şişme valfı açıldığında, şişirme silindirindeki ve aspiratördeki yüksek basınçlı hava kayış kaydırağını şişirir. Batarya ışık sistemi için güç sağlar. Şişirme silindiri, kaçış kaydırağını şişirmek için yüksek basınçlı hava sağlar. Havanın hacmi ve basıncı 6 saniyede kaçış kaydırağını şişirmek için yeterlidir. Şişirme silindiri 3000 psig’de hidrojen ve karbondioksit karışımını tutar. Bir gösterge silindirdeki basıncı gösterir. Bir basınç relief valfi yüksek basınçtan silindiri korur. Relief valf 4500 psig’de açılır. Erişebilir tıpa yüksek sıcaklıklardan şişirme silindirini korur. Tıpa 174 F sıcaklıkta açılır. Şişirme kablosundaki gerginlik açık pozisyonu için şişirme valfini çevirir. Bir iç basınç regülatörü 550 psig’de basıncı azaltır. Gaz, hortumun çek valfinin ve aspiratör hortum başının içerisine akar. Sonra hava, kaydırak hava çemberlerinin içerisine gider. SAYFA 298


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Aspiratör hortum ucu içine akan gaz aspiratörde bir ventürü etkisi yaratır. Kapaklı valf, kaydırağın şişmesine yardım etmek için aspiratör içerisine akan havayı çevreler ve açar. Kaydırak içerisindeki basınç açıkça belirtilen değerde kapak valfini kapar. Gaz, kaydırak şişme botu içindeki silindirden akmaya devam eder. Kaydırağın basıncı (2.75 psigde) bir relief valfi aracılığıyla tutulur.

Şekil 1.10. Kaçış Kaydırağı Şişirme Silindiri Batarya, kaçış kaydırağı ışık sistemi için güç sağlar. Işık sistemi zemin aydınlatmasını sağlar. Kaçış kaydırağı bataryası, şişirme silindir çantasına bağlı olan cep bataryasındadır. Kaçış kaydırağı bataryası şu parçalardan oluşur: •

Batarya

•

Çekme ipi

•

Çekme ipi iğnesi

•

Batarya kurşunları

•

Test bağlayıcıları

Kaçış kaydırağı bataryası periyodik denetim ve test edilir. Denetim ve testin belirli bir süreçte yapılmasından emin olunmalıdır. Kaydırak şiştikten sonra yolcular, hostesin talimatlarına uyarak uçağı terk eder. Topuklu ayakkabılar çıkartılır. Hostes ve yetkilinin yardımıyla kaydıraktan kayarak uçaktan inerler. Uçak denize inmiş ise kaçış kaydırağı en son inen kişi tarafından uçaktan kurtarılarak, yüzen bir sal (Raft Assembly) olarak SAYFA 299


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ kullanılır. Yüzen salın içerisinde hayatta kalma malzemeleri (Survival Kit) denilen ve günlerce yolcuların ihtiyacını karşılayacak malzemeler bulunmaktadır. (Kürek, olta, konserve, fener, ateş, ilkyardım çantası, battaniye, vb.) Sal deniz suyuna temas ettiğinde, bulunduğu noktayı uydulara sinyaller göndererekbildiren verici(transmitter) devreye girer.

Şekil 1.11. Kaçış Kaydırağı Bataryası

Şekil 1.12. Verici

SAYFA 300


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.7.1.8 Taşınabilir Oksijen Tüpleri 11.7.1.8.1.Uçuş Mürettebatı Oksijeni Taşınabilir ekip oksijen tüpünde demand tip regülatör ile full face smoke mask mevcuttur. Tüpte shut off pressure gage’i ve oksijen maskesine takılabilen bir bağlantı mevcuttur. Tüp basıncı 1800 PSI’dır. 11.7.1.8.2Yolcu Oksijeni Taşınabilir oksijen tüpleri kabinin muhtelif yerlerine yerleştirilmiştir. Bu tüpler ikişer adet bağlantı tertibatına sahiptirler. Biri acil kullanım için yüksek akışı, diğeri normal kullanım için normal akışı temin ederler. Bu duruma göre devamlı akış maskesi bu bağlantılardan birine takılabilir. Kullanılacak çıkışa bağlı olarak oksijen 25–90 dakika kullanılır.

Şekil1.1. Taşınabilir Oksijen Silindirleri

SAYFA 301


Y/T:………… REV:


Şekil 1.14. Taşınabilir Oksijen Ekipmanı Ayrıntıları

Şekil 1.15. Taşınabilir Yangın Söndürücüleri 11.7.1.9. Taşınabilir Yangın Söndürücüler 11.7.1.9.1. Karbondioksit(CO2) Gazlı Yangın Söndürücü CO2 Yangın söndürücü kokpitteki elektrik yangınlarında kullanılmak üzere yerleştirilmiştir. Tetik üzerindeki emniyet teli tetiğe dokunulmadığını gösterir. Şayet tel kopuksa yangın söndürücü boş olarak düşünülür.

SAYFA 302


Y/T:………… REV:


Resim 1.1. Karbondioksit gazlı söndürücüler 11.7.1.9.2 Sulu Yangın Söndürücü Sulu yangın söndürücüleri yağ ve elektrik yangını dışındaki yangınlarda kullanılır. Bu tip söndürücüler anti-freeze ilavesi ile düşük ısılarda kullanılır. Hiçbir zaman mutfak ve elektrik yangınlarında kullanılmazlar.

Resim 1.2. Sulu Yangın Söndürücüleri

11.7.1.9.3.Kuru Kimyasal Tozlar Bütün yangın tiplerinin söndürülmesinde kullanılır. Çok etkilidir ve yangın sırasında oluşan kimyasal reaksiyonu durdurur. Yanan maddenin üzerini kaplar ve tozdan bir tabaka oluşur. Yanan maddenin havayla olan temasını keser. Kullanıldığı ortamda iletilim ve görüş miktarını azaltır. Genellikle kargo kompartımanında kullanılır.

SAYFA 303


Y/T:………… REV:


Resim 1.3. Kuru Kimyasal söndürücü

11.7.1.9.4.Halon 1211 (BCF) Portatif yangın söndürücülerde kullanılır. Gazın sıcaklığı 0°C dir. Söndürme anında sisteme yoğunlaştırılarak verilir. Söndürülecek bölgeye 4 metre mesafeden uygulanır.

Resim 1.4. Halon 1211 (BCF)

SAYFA 304


Y/T:………… REV:


Şekil 1.16. Acil Ekipman Malzemeleri SAYFA 305


Y/T:………… REV:


Şekil 1.17. Acil Ekipman Yerleşimi

SAYFA 306


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.7.2. EKİPMAN VE KABİN MEFRUŞAT YERLEŞİMİ 11.7.2.1 Koltuklar Pilot ve görevli (first officer) koltukları, uçuş mürettebatı için ayarlanabilir koltuklar sağlar. Sağ ve sol koltuklar (pilot veya görevli) aynı şekilde çalışır. Koltuk temeli ön arka koltuk pozisyonları için çeşitli kontrollere ve mekanizmalara sahiptir. Kontroller her bir koltuk için iç yüzeydedir.

Şekil 2.1. Uçuş Kompartımanı Koltuk Yerleşimi Koltuklar şu durum ve mekanizmalara sahiptir: •

Koltuk yüksekliği

•

Yastık pozisyonu

•

Koltuk yaslama ayarı

•

Arka minder (yastık) pozisyonu

•

Başlık pozisyonu

Üniteler, uçak koltuk rayları için zemini tutarlar. Tekerlekler aracılığıyla koltuk pozisyonlarının ayarları kolayca yapılır. Kilit mekanizması ( track lock lever) koltuk raylarındaki ön ve arka hareketleri ayarlar. Her bir koltuk dış yüzeydeki kol (sat back rcline lever) aracılığıyla eğilir. Bu kol 5 inç eğilme hareketine izin verir. SAYFA 307


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Koltuk yüksekliği mekanizması (height lock lever) koltuk yüksekliğini kontrol eder. Koltuğu yükseltmek için yükseklik kilidi çekilir. Sonra yükseklik vücuda göre ayarlanır. Kilit pozisyonu için mekanizma serbest bırakılır. Koltuğu alçaltmak için, yükseklik kilidi çekilir. Sonra vücuda göre alçaltılır. Ayarlamadan sonra, mekanizma serbest bırakıldığında sonra mekanizma eski pozisyonuna geri döner. Raylı koltuk mekanizması koltuğun ön ve arka pozisyonunu kontrol eder. Kilit (track lock lever) rayda çekilir ve gerektiği gibi ayarlandıktan sonra, kilit serbest bırakılır. Ayak kontrolünü kullandığınız zaman baskı uygularsanız ve hareket ettirmenize izin verilir. Baskı uygulamayı bıraktıktan sonra eski pozisyonuna geri döner.

Şekil 2.2. Pilot Koltuğu Koltuk yaslama açısını artırmak için, kontrol kaldıracı (seat back lock lever) yukarı çekilir ve tutulur, ayarlandıktan sonra serbest bırakarak yeni pozisyona geçilir. Yaslama açısını azaltmak için, kontrol kaldıracı yukarı çekilir ve tutulur, baskı yapmadan ayarladıktan sonra serbest bırakarak yeni pozisyona geçilir. Ayar düğmeleri (thigh pad adjustment) koltuğun altındadır. Koltuğu aşağı veya yukarı doğru ayarlamak için düğme döndürülür. İki el tekeri (lumbar adjustment) her bir koltuğun arka yastık pozisyonunu kontrol eder. Soldaki yukarı/aşağı sağdaki iç/dışa doğru hareketi kontrol eder. Başlığı ayarlamak için, yastık sağa döndürülür ve uygun pozisyondan birisi seçilir. Esnek kanca ve halka koltuk kılıflarını bağlamaya yarar. Temizlemek için kılıflar çıkartılabilir. Uçuş mürettebat koltuklarını çıkartmak için, ilk önce iç koltuk yayları çıkartılır, sonra koltuklar kaydırılarak raylardan dışarı çıkarılır. Gözlemci koltuğu ekstra bir mürettebat üyesi için mürettebat istasyonu sağlar. SAYFA 308


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Gözlemci koltuğu bu kısımlara sahiptir: • • • • • •

Sırtlık (seat back) Güvenlik takımı (safety harness) Koltuk altlık minderi (seat bottom cushion ) Geri çekilebilir iğneler (retractable pin) Metal çerçeve (metal frame) Menteşe (hinge)

Metal çerçeve koltuk alt minderini tutar. Sağ taraftaki menteşe koltuk altını uçuş kompartımanının sağ duvarına bağlar. Koltuk altlığının sol tarafında 2 tane geri çekilebilir iğne vardır. İğneler, koltuk kullanılırken koltuğu korur. Koltuğun destek takımı, tahta kayışı ve kauçuk kemeri vardır. Menteşeler koltuğun sırtlık kısmını alt kısmına bağlar. Kullanımdayken iğneler de destek için giriş(koridor)tarafına bağlıdır. Koltuk kullanımda değilken uçuş kompartımanı duvarına katlanmış vaziyettedir. Koltuğu kullanmak için serbest bırakma düğmesi itilir. Sonra koltuk alçaltılarak oturma pozisyonuna getirilir. Koltuğun sırtlık kısmı yükseltilir. Koltuğu katlamak için koltuğun arka kısmındaki serbest bırakma düğmesine basılır ve bir önceki işlem tersine çevrilerek uygulanır. Gözlemci koltuğu çok yakın toleranslarla duvarın içine katlanır. Koltuk katlanırken ellerin sıkışmamasına dikkat edilmelidir.

Ş e kil 2.3. Gözlemci Koltuğu 11.7.2.2.Uçuş Kompartımanı Astar Kılıfları Uçuş kompartımanındaki astar kılıflarının yapısı kolay temizlenmesini sağlar. Astarlar ezilmiş kompozit panolardır. Pratik – serbest bırakma toka ve vidaları, astarları uçuş kompartımanı duvarlarına ve tavanına bağlar. Astarlar hafif ve diğer aletler için açacaklara sahiptir. SAYFA 309


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Duvar ve tavan astar kılıfı şunları barındırır: •

Alet panoları

•

Devre kırıcı (circuit breaker) panoları

•

Uçuş kompartımanı

Yalıtım, uçuş kompartımanı duvarlarına gelen sesi ve bu sesin transferini azaltır. Ayrıca elektriksel malzemeleri suya karşı korur. Tipik bir yalıtkan battaniye fiberglass kumaşlardan meydana gelir. Saçak tepsisi yalıtımı battaniyelerden oluşan plastik bir tepsidir. Saçak tepsisi alanı yalıtmak ve uygun hale getirmek için baş üstü alet panosuna monte edilmiştir. Yalıtım battaniyeleri uçuş kompartımanının duvarlarının ve tavanlarının bazı bölümlerini kapsar. Bazı yalıtım battaniyeleri saçak tepsisinin kısımlarıdır.

Şekil 2.4. Uçuş Kompartımanı 11.7.3.Kabin içi yerleşim 11.7.3.1 Yolcu Kompartımanı Yolcu kompartımanı malzeme/mefruşatları, yolcuları ve kabin görevlilerinin konforunu, rahatlığını, güvenliğini sağlamak içindir. Yan duvar panel hattı yolcu kompartımanının yan duvarlarında, tavan panellerinin hattı tavandadır. Servis üniteleri (passenger service unit) bütün koltuklarda, görevli panellerinde ve lavabolarda bulunmaktadır. Gömme dolaplara uçuş esnasında paltolar konur. Yolcu ve görevliler için koltuklar bulunur. Ağır eşya istif bölmelerine çeşitli eşyalar da konulabilir. Baş üstü istif ( overhead stowage bin) kutularına bagajlar ve çeşitli gereçler konur. Servis elektrik fişleri (içerdeki elektrik jakları) 115 V A.C ve 28 V D.C gücü sağlar. Yolcu kompartımanı şu malzeme/mefruşatlara sahiptir: SAYFA 310


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ • Astar ve yalıtım • İç camlar • Havalandırmalar • Yolcu koltukları • Yolcu servis üniteleri • Görevli • Görevli/lavabo servis ünitesi • Ön camlar

SAYFA 311


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ • Sınıf bölmeleri • Baş üstü istif kutuları • Kabin görevli bölümleri • Zemin kaplaması

Şekil 3.1. Yolcu kompartımanı Astar, yolcu kompartımanının estetiğini yalıtım ise termal ve akustiği sağlar. Yolcu kabin astarı ve yalıtımını tavan, yalıtım, yan duvar panelleri gibi kısımlar içerir. Yan duvar panelleri havalandırmadan baş üstü istif kutularına kadar uzanır. Uçağın iç yüzeyinde çelik kaplama bir dekor bulunmaktadır. Yan duvar panellerinde 1 veya 2 tane cam bulunur. Yan duvar panelleri, uçağın yapısına dikey kenarların üstündeki destek dirsekleri tarafından monte edilmiştir. Uygun bir şekilde kesilen şeritler aracılığıyla her bir panelin arası yapıştırıcılarla kaplanır. Üst kenar hava çıkış deliklerine sahiptir. Tavan panelleri yolcu kompartıman koridorunun üzerindedir. Dış tahta kenarlarının üstündeki paneller iki menteşeyle desteklenir. İç tahta kenarı olukları, içindeki hava çıkış deliklerine uymaktadır. Alt tavan panelleri ışıkların, servis ünitelerinin ve mutfaktaki bazı boşlukların ( lamba jak boşluğu) yerlerini sağlar. Alt tavan panellerinin içindeki kavisli paneller ve geçiş panelleri yolcu koltuk alanlarındaki oyulmuş tavan panelleriyle en üst hattını birleştirir. Alt tavan panelleri; giriş alanlarında, mutfaklarda ve lavabolarda bulunur. Fiberglas yalıtım kaplaması astarlarla uçağın(yolcu kompartımanında) dış yüzeyi arasındadır. Astar ve yalıtım, battaniyeler su geçirmez bir kaplamaya ve tesisatına sahiptirler. Böylelikle kompartıman içerisinde tahta kiremit şeklinde yoğunlaşmayı engeller. Hava dönüş ızgaraları, yolcu kabin havalandırmasının bir parçasıdır. Hava dönüş ızgarası bu nedenden dolayı en yüksek lobdan en düşük loba doğru havanın hareket etmesine izin verir SAYFA 312


Y/T:………… REV:


Şekil 3.2. Havalandırma 11.7.3.2.Yolcu Koltukları Yolcu koltukları zemindeki koltuk kulvarlarına takılır. Koltuklar değişik kabin şekillerine göre ileriye veya arka tarafa hareket ettirilebilir. Her koltuğun bir emniyet kemeri bulunmaktadır. Her bir koltuk arkaya yaslanabilir. Koltuk arkaya yaslanacağı zaman, kol dayanağının ( armrest) üstündeki buton arkaya doğru bastırılarak itilir.

Şekil 3.3. Yolcu koltukları Birçok koltuğun aşağı katlanan servis tepsisi bulunmaktadır. Ön camlara bitişik koltukların, kol dayama yerinin altında servis tepsisi bulunur. Kaçış tasarımına bitişik koltuklar için, kol dayama yeri kaçış tasarımına bağlanır. Kaçış tasarımı acil durum anında çabuk açılabilir olduğundan güvenlidir. Koltuklar iki veya üç yolcu için monte edilmiştir. Koltuk sınıflandırması, koltukların 4, 5 veya 6’lı olarak tasarlanmasına izin verir. Koltuk minderleri flotation aygıtı gibi kullanılabilir. Can yelekleri yerde koltukların altına istif dilmiştir. SAYFA 313


Y/T:………… REV:


Koltuk tipleri gibi yerleşimleri de değişiklik gösterir. Şekil 29’da A320 nin koltuk konfigürasyonları gösterilmektedir. Basic All Economy (Temel Tüm Ekonomik) tip için ekonomik tip koltuklar 32 inch mesafe ile dizilmiştir. Typical Mixed Class (Tipik Karışık Sınıf) dizilişte ön kısımda birinci sınıf koltuklar, arkasında ise ekonomik sınıf koltuklar yer alır. Birinci sınıf koltuklar 36 inch mesafe ile dizilirken, ekonomik koltuklar 32 inch mesafe ile dizilmişlerdir. High Density (Yüksek Yoğunluk) tip dizilişte ise koltuklar 30 inch mesafe ile daha fazla koltuk sayısı için yakın olarak dizilirler. Şekil 3.4. Yolcu kabini koltuk yerleşimi 11.7.3.4. Yolcu Servis Ünitesi (Passenger Service Units) Yolcu servis üniteleri(PSU) yolcular için aşağıdaki fonksiyonları sağlar: • Acil durum oksijeni •

Tavsiye niteliğinde bilgi

•

Çağırma(hostes ve görevli)tuşu

PSU’lar her bir sırada koltukların üstündedir ve şu kısımlardan oluşur:

SAYFA 314

•

Kişisel hava delikleri

•

Yolcu adres hoparlörleri

•

Görevli çağırma tuşları ve ışıkları

•

Oksijen maskeleri

•

Okuma ışıkları

•

Oksijen jeneratörü FOR TRAINING PURPOSE ONLY

Y/T:………… REV:


Şekil 3.5. Yolcu Servis Ünitesi ( PSU) PSU’lar iç ve dış yüzeyi destekleyen raylara monte edilmiştir. Dış yüzey kenarında ve iç yüzey kenarının üstündeki kilit mekanizmalarında menteşeleri bulunur. Küçük delikler (latch release hole) kilitleme mekanizmasını serbest bırakmak için erişim veren PSU yüz panellerindedir. 11.7.3.5.Görevli( Attendant) ve Lavabo Servis Üniteleri Görevli servis üniteleri(ASU) ve lavabo (tuvalet)servis üniteleri(LSU) görevliler ve yolcular için acil durum oksijeni sağlar. Her bir görevli istasyonunda ASU’lar ve her bir lavaboda(tuvalette)LSU’lar bulunmaktadır. ASU’lar alt tavan panellerinin içerisinde giriş yollarındadır. ASU’ların oksijen maskeleri ve oksijen jeneratörleri vardır. LSU’lar lavabo tavanındadır. LSU’ların oksijen maskeleri ve oksijen jeneratörleri bulunmaktadır. 11.7.3.6. Ön Camlar Giriş veya servis kapıları açılırsa, ön camlar, havadan korunmayı sağlar. Ön camlar dekoratif çelik rezistans kaplama ile ezik göbek kompozit panelleridir. Ön camların dış yüzey kenarı, uçak gövdesinin dış hatlarına uyar. İç cam ise dikeydir. Bazı ön camların istif üniteleri ve/veya gömme dolapları vardır. Zemin montajları, koltuk kulvarlarına (seat track) ön camların en altında bağlanır. Birbirine bağlı çubuk ve bağlantısı çabuk kesilen montaj, uçak gövdesine(yapısına) ön camın en üstüne bağlanır. SAYFA 315


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Ön camlar, arka girişin veya servis kapısının arka kısmındadır.

Şekil 3.6. Yolcu Kompartımanı Ön Camları 11.7.3.7. Sınıf Bölmeleri Sınıf ayırıcılar uçağın içerdeki inç artışları hariç tüm bölümlerinde acil durum çıkış alanlarında, oksijen düşürücü konumlarda, lavabo ve mutfak gibi alanlarda olabilir. Sınıf ayrıcılar bu bölümlere sahiptir: •

Koridor başlığı (Aisle Header)

•

2 alt kutu panelleri (Underbin Panels)

•

Koridor perdesi (Aisle Header)

Koridor başlığı, sabit istif kutularının en üstüne bağlanır. Alt kutu panellerinin en üstü, istif kutularının en altındaki PSU raylarına monte edilir. Alt kutu panellerinin en alt kısmı, koltuk kulvarlarına bağlanır. Sınıf bölmeleri, yolcu geçişini sağlamak için düz panellidir.

SAYFA 316


Y/T:………… REV:


Şekil 3.7. Yolcu Kompartımanı Sınıf Bölmeleri 11.7.3.8. Sabit İstif Kutuları Sabit istif kutuları paltolar veya taşınabilir malzemelerin istif edilmesini sağlar. Sabit istif kutuları dekoratif bir çelik rezistans kaplama ile bir petek kompozitidir. Ayrı konumlar için ayrı uzunluk ve genişliğe sahiptirler. Her bir sabit istif kutusunun yukarı doğru açılan bir kapağı vardır. Kapağı açmak için kilit sapı (latch handle) itilir. Mekaniksel bir çalıştırıcı her bir menteşenin montajına yardım eder. Açık pozisyonda kapağı sabit tutar.

Şekil 3.8. Yolcu Bagajı 11.7.3.9. Kabin Görevli Bölümleri Kabin görevli bölmeleri, kabin görevlileri için çalışma bölümlerini ve koltukları sağlar. Kabin görevli bölmeleri ön ve arka kısım giriş kapılarının yanındadır. Her bir SAYFA 317


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ bölmenin 2 görevli için kalacak yerleri vardır.

Şekil 3.9. Yolcu Kabini Görevli Bölmeleri 11.7.3.10. Zemin Kaplaması Halılar rahatlığı, ses geçirmez zemin kaplamasını sağlar, paspaslar giriş yollarında, mutfaklarda ve lavabolarda su geçirmez yüzeyleri sağlar. Halılar giriş yollarında, mutfaklarda ve lavabolarda yolcu kompartımanı zemini hariç her yeri kaplar. Kaymayan vınyl paspaslar giriş ve mutfak alanlarındaki zemini kaplar. Nem bariyerleri, giriş yollarındaki, mutfaktaki ve lavabolardaki aşındırıcı sıvı atıcılarının neden olabileceği yapısal hasarı engeller. Kaplayıcı, kenardaki nem bariyerinin ve bitişik yapının kaplanmasının tamamlanmış olduğunu kontrol eder. Giriş yolları dik ve mutfaktaki giderler su ve diğer sıvıların havadan arıtımını sağlar. Kayma olmayan paspaslar lavabo zeminlerine birleştirilir. 11.7.4. KABİN EĞLENDİRME EKİPMANI 11.7.4.1. Yolcu Eğlence Sistemi (Passenger Entertainment System= PES) Yolcu eğlence sistemi (Passenger Entertainment System= PES) görüntülü ve sesli video programlarından oluşur. Video kabinin başından sonuna kadar bütün monitörlere gider. Ses de yolcu eğlence sistemi sayesinde yolculara ulaşır. Yolcular da sesleri kulaklıklar sayesinde alırlar. Ses yolcu adres (passenger address) sisteminden geçerek de gidebilir. Yolcular bu sesleri de yolcu servis ünitesindeki hoparlörler sayesinde alabilirler. Yolcu eğlence sistemi aynı zamanda yolcuların uçuşla ilgili bilgileri elde etmesini de sağlar.

SAYFA 318


Y/T:………… REV:


Şekil 42.1 Yolcu Eğlendirme Sistemi Şeması Yolcu eğlence sisteminin önemli parçaları şunlardır: •

Videokaset kopyalayıcı (Video Tape Reproducer)

•

Video sistem kontrol ünitesi (Video System Control Unit)

•

Video dağıtım ünitesi (Video Distribution Unit)

•

Video monitörü

Ayrıca yolculara uçuşla ilgili bilgileri veren sistemin parçaları da şunlardır: •

Bilgilendirme sistemi ünitesi (Airshow Control Unit)

•

Dijital ara yüz ünitesi (Digital Interface Unit )

11.7.4.2. Video Videokasetleri yolcuların program izlemelerine olanak sağlar. Videokaset oynatıcısına videokaset koyduğunuz zaman videokaset oynatıcısı video ve ses sinyallerini video sistem kontrol ünitesine gönderilir. Dijital arayüz ünitesi yolcuların uçuş hakkında bilgi edinmelerini sağlar ve video sinyallerini video sistem kontrol ünitesine gönderir. Dijital arayüz ünitesinin sinyal aldığı sistemler şunlardır: •

Hava verileri referans sistemi (ADIRS)

•

Uçuş yönetimi bilgisayar sistemi (FMCS).

11.7.4.2.1. Video Sisteminin Kontrolü SAYFA 319


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Yolcu eğlence sisteminin çalışmasını kontrol etmek için video sistem kontrol ünitesi kullanılır. Video sistemi kontrol ünitesi, videokaset oynatıcılara sinyal gönderir. Bu sinyaller videokaset oynatıcıları açar ve videokasetleri kontrol eder. Yolculara gönderilen uçuş bilgilerini kontrol etmek için ise hava gösterimi kontrol ünitesini kullanılır. Hava gösterimi kontrol ünitesi dijital arayüz ünitesine sinyaller gönderir. Bu sinyaller dijital arayüz ünitesine, yolculara gönderilen bilgileri gösterir. Yolcu oksijen maskeleri hazırlandığı zaman yolcu oksijen sisteminden gelen bir sinyal video programlarını durdurur ve sistemi devre dışı bırakır.

Şekil 4.2. Video Video sistem kontrol ünitesi video dağıtım ünitesine kontrol sinyalleri ve üç video sinyali gönderir. Video sistem kontrol ünitesi her bir video dağıtım ünitesine monitörler açıldığı zaman monitörlere hangi video sinyallerinin gönderildiğini gösterir. Bir video dağıtım ünitesi iki monitörü kontrol eder. Video sistem kontrol ünitesi video programlarından yolcu eğlence sistemine sesleri gönderir. Yolcu eğlence sistemi sesleri yolcu koltuklarındaki yolcu kontrol ünitesine dağıtır. Yolcular video programlarını dinlemek istedikleri zaman kulaklıkları yolcu kontrol ünitesine bağlarlar ve video kanalları için gerekli ayarlamaları yaparlar. Seslerin kabindeki hoparlörlere gitmesini istediğiniz zaman video sistem kontrol ünitesi sesleri yolcu adres sistemine gönderir. Yolcu adres sistemi sesleri kabindeki hoparlörlere gönderir.

SAYFA 320


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.7.4.2.2. Video Sistemi Konumu Kabin video kontrol merkezi, kabinin arka kısmında sol taraftaki üst istif kutusundadır. Yolcu servis ünitelerinde yolcuların üzerinde video monitörleri vardır. Önemli

kısımlarda veya sınıf ayırıcılarda da monitörler vardır. Şekil 4.3. Video Sistemi Parçaları Konumu-Kabin-1

Şekil 4.4. Video sistemi parçaları konumu-kabin-2 Video dağıtım üniteleri tavanın üzerindedir. Video dağıtım üniteleri gruplara ayrılmıştır. Bir video dağıtım ünitesi grubu bir, iki, üç veya dört adet video dağıtım ünitesine sahiptir. Video dağıtım üniteleri şu parçalara sahiptir: •

Airshow kontrol ünitesi

•

Videokaset kopyalayıcılar

•

Video sistem kontrol ünitesi

11.7.4.2.3. Elektronik Ekipman Kompartımanı Dijital arayüz ünitesi elektronik ekipman kompartımanında E5–1 rafındadır. Video transformatörü dijital arayüz ünitesinin arkasındaki askıdadır. 11.7.4.3. Ses Yolcu eğlence sistemi ses düzeni kayıtlı sesleri ve yolcu adres bilgilerini her bir SAYFA 321


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ yolcu koltuğuna gönderir. Her bir yolcu mevcut kanallardan hangisini dinleyeceğini seçebilir. Yolcu eğlence sisteminden gelen sinyaller sistemin parçalarından geçerek yolculara ulaşır. Ses düzeni parçaları şunlardır: •

Oynatıcı (AEP)

•

Çoklu oynatıcı

•

Koltuk elektroniği kutuları

•

BITE panosu

•

Yolcu kontrol üniteleri

Her bir koltuk grubu için bir tane koltuk elektroniği kutusu (seat electronic box) vardır. Bir koltuk grubu bir, iki veya üç adet koltuğa sahiptir. Her bir koltuk bir tane yolcu kontrol ünitesine sahiptir.

Şekil 4.5. Ses Düzeni Şeması

Ses düzeni ile bağlantılı sistemler şunlardır: •

Video

•

Yolcu adres sistemi(PAS)

11.7.4.3.1. Ses Sisteminin Kontrolü SAYFA 322


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Teknisyenler yolcu eğlence sistemi ses düzeni testini başlatmak ve yolcu koltuklarının ayarlarını yapmak için BITE panosunu kullanırlar. BITE panosu testin sonucunu gösterir. Görevliler yolcu eğlence sistemindeki oynatıcılara giden gücü kontrol etmek için ön görevli panosunu (Forward Attendant Panel) kullanırlar. Yolcular ses programlarını seçmek için yolcu kontrol ünitelerini kullanırlar. Ses düzeni şu kaynaklardan girdiler alır ve onları her bir yolcu koltuğuna gönderir: •

Sesli eğlence oynatıcısından sesler

•

Yolcu eğlence sistemi – video’ dan video sesleri.

•

Yolcu adres sisteminden bildiriler.

Şekil 4.6. Yolcu Kompartımanı Ses Düzeni Çoklu oynatıcı (Audio Multiplexer) sinyalleri direk olarak her bir gruptaki ilk koltuk elektroniği kutusuna gönderir. Sinyaller grup içinde kutudan kutuya ilerler. Koltuk elektroniği kutuları koltuk grupları içindeki yolcu kontrol ünitelerine sinyaller gönderir. Yolcu adres sistemi bir anons esnasında eğlence sistemini durdurur. Yolcular anons esnasında eğlence sistemini kullanamazlar. Ses ekipmanları elektronik ekipman kompartımanında ve yolcu kompartımanındadır. Yolcu kompartımanı ses düzeni parçaları şunlardır:

SAYFA 323

•

Ön görevli panosu

•

BITE panosu

•

Koltuk elektroniği kutuları

•

Yolcu kontrol üniteleri


Y/T:………… REV:


Şekil 4.7. Ses Düzeni Parçaları Ve Konumları

Resim 4.1. Baş Üstü Ekran 11.7.5. MUTFAK (GALLEY) YERLEŞİMİ 11.7.5.1. Galley ( Mutfak) Galley'ler genellikle yolcu ihtiyaçları için kullanılır. Çiftli mutfak yemek dolabı, sıcak yemek servisi ve kahve yapma teçhizatından ibarettir. Galley yerleşimi perdeler ile kapatılmış galley çalışma sahasını teşkil eder. Ön galley'de su sistemi, yolcu kabini aydınlatma sistemi ve kabin ekibi kontrol paneli bulunur. Galley tabanları korozyona karşı korunmuştur. SAYFA 324


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Galley’ler tabanda koltuk kazıklarına, duvarda da duvar bağlantılarına tespit edilirler. Galley sistemi, su, elektrik, su boşaltılması uçağın galley sistemine bağlanmıştır. Galleylerin sökülüp takılması için uçak firmasının ve galley yapımcısının kitabına bakılmalıdır. Mutfaklar farklı kısımlardan oluşabilir. Aşağıdakiler tipik mutfak araç/gereçleridir: •

Kiler

•

Fırın

•

Buzdolabı

•

Kahve makinesi

•

Lavabo

•

İstiflik

•

Çöp bidonu(konteynırı)

•

Hizmet arabaları

Şekil 5.1. Mutfak Tanıtımı Mutfak şu bağlantılara sahiptir:

SAYFA 325

•

Yapısal destek bağlantıları (Structural Support Connection)

•

Elektrikli güç bağlantıları (Electrical Power Connection)

•

Su ve kanal bağlantıları ( Water and Drain Connections)

•

Havalandırma bağlantıları


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.7.5.1.1. Mutfak Zemin Kaplaması Mutfak tertibat alanlarındaki kaplamalar hasırlardan meydana gelir. Zemin yapısının zarar görmemesi için hasırın altında sıvı bariyer vardır. 11.7.5.1.2. Güç 3 fazlı ve 1 ve 2 numaralı jeneratörlerden 115V AC mutfakların enerji ihtiyacını karşılar. Motor jeneratörleri, APU veya harici güç üniteleri enerji ihtiyacını karşılar. P5 baş üstü panosundaki mutfak anahtarı mutfaktan gelen elektrik gücünü kontrol eder. Mutfak güç kaynağı P5 baş üstü panosundaki mutfak güç anahtarı (düğmesi)tarafından kontrol edilir. Anahtar ON (açık) pozisyonundayken R603 ve R604 elektrik düzenleyicilerinin elektrik ihtiyaçlarını karşılar. Yüksek akım geldiği zaman güç kaynağından mutfaklara güç gönderilmez.

Şekil 5.2. Mutfak Yerleşimi 11.7.6. HAVA MERDİVENLERİ 11.7.6.1. Air Stairs (Uçak Merdivenleri) Uçak ön merdiveninin amacı, yolcu indirme ve bindirme işlemini sağlamaktır. Üzerindeki kumanda düğmeleri ile merdiven açılır veya kapatılır. Merdiven, korkuluk (handrails), merdiven kumanda paneli ve ışıklar ile donatılmıştır.

Şekil 6.1. Merdiveni

SAYFA 326


Uçak

Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.7.6.2.Uçak Merdiveni Kapısı: Uçak merdiveni kapısı genel olarak kilitli mandal ve elektriksel güç ünitesinden ibarettir. Ayrıca bu ünitelerde kullanılan birçok mekanizmalara da sahiptir. Uçak merdiveni ise normal hareket modunu AC ve DC güç tarafından sağlar. Merdivenin açılma ve kapanma zamanı yaklaşık olarak 30 saniye sürer. Uçak merdiveni kapısı 2 DC motor tarafından açılır ve 1 DC motor tarafından kapanır. Uçak merdiveni ise, 1AC ve 1 DC motor kullanılarak açılır. Elektriksel güç transferi kapı ve merdiven arasında otomatiktir. Ayrı kumandaları gerektirmez. Kapının hareketi için kullanılan güç 28 volt DC’dir. Uçak merdiveni kapısı, doğrudan doğruya uçağın öndeki giriş kapısının altında, uçak gövdesinin sol kısmındadır. Kapı tesisatı kapı yollarından (door track), kapı taşıyıcılarından (door carriage), kapı kilit mandal (door lock pin) mekanizmasından ve iki DC motordan oluşur. Kapı en üstte iki kapı rayı ve en altta bulunan raydaki taşıyıcı tarafından desteklenir. Taşıyıcı, çalıştırıcı kriko dişlisi tarafından sürülen şapkalı somun(Ballnut)’u tutar. Şekil 6.2. Uçak Merdiveni Kapısı Kapı rayları, açılış, kapanış hareketleri esnasında ve kapının rehber montajlarında silindirler için rehberlik sağlar ve kapının en üst kısmını destekler. Taşıyıcı, açılış ve kapanış hareketleri esnasında taşıyıcı raylarına (carriage track) rehberlik için hareketli olan silindirlerle araçlandırılır. Taşıyıcı, kapı açık pozisyonda olduğunda raylar tarafından desteklenir. 11.7.6.2.1. Uçak Merdiven Kapısı Kontrolü Dış kontrol kolu uçağın alt yüzeyine ve hava merdiven kapısının en arkasına montajlanır. Kontrol kolu uçağın gövdesine istiflenir. Hareket için koldaki kilitleme butonu (handle latch) itilir ve kol fırlatma pozisyonundan dışarıya sıçrar. Saat yelkovanı yönünde dönebilen kol merdiven kapısının açılmasına ve merdivenin genişlemesine neden olacaktır. Saat yelkovanının ters yönünde dönebilen kol, merdivenin çekilmesini ve merdiven kapısının kapanmasını sağlar. İç taraf kontrol paneli öndeki giriş kapısının altında kabin hattına montajlanır. Panel iki elektrik düğmesi ve bir hareketli merdivenden ibarettir. Elektrik düğmesi merdiveni ve normal moddaki kapıyı kontrol eder. Bu düğme koruyucusuzdur. İkinci bir elektrik düğmesi merdiveni ve yedek modu kontrol eder. Bu elektrik düğmesinin, koruyucusu kullanılmadıkça yolun dışında gerilmiş bir koruyucusu bulunur. SAYFA 327


Y/T:………… REV:


Şekil 6.3. Uçak Merdiveni Kapsı Kontrolü 11.7.6.2.2.Uçak Merdiven Kapısının Çalışması Kapıyı kapatan elektrik düğmeleri ile kapıdaki çalışan kaplamalar arasında temas oluştuğunda kapı durur ve çalışan motorun elektrik gücü düşer. Kapıya açılışta iki dikey araç silindirleri ve bir merkezi silindir tarafından yol gösterilir. Kapı kilit mandalı tarafından mekaniksel olarak kilitlenir. Mandal, kapı eşiğinin en alt kenarının merkezine yerleştirilir. Çalıştırıcı montaj, bir kriko dişlisi, bir normal motor ve yedek motordan ibarettir. Kriko dişlisi kapı içindeki bir şapkalı somuna bağlantılı ipliksi bir şafttır. Şapkalı somun bir kapı taşıyıcısı tarafından tutulur. Dönen kriko dişlisi şapkalı somun ve taşıyıcıyı ilerletecektir. Kapı kriko dişlisinin dönen yönünde açılacak veya kapanacaktır.

SAYFA 328


Y/T:………… REV:


Şekil 6.3. Kapı Tesisatı 11.7.6.2.3.Kapı Kilit Mandalı Kilit mandalı kapalı pozisyondayken uçak merdiveninin kapısını tamamen kilitler. Bu uçak merdiveninin hareketini engeller. Kilitli pozisyonda kilit mandalı, kilitleme bilezikleri (kelepçeler) tarafından merdiven kapısında montajlı olan karşı mandal önünü genişletir. Kilitsiz pozisyondayken kilit mandalı, baskı kolunun aşağısındaki hareket tarafından karşıki mandalın altına çekilir. Kapı şimdi en alt kenardan iç yüzeye hareket edebilir ve kilit mandalı artık boştadır. Kilit mandalı ya dış kontrol kolu veya ön giriş kapısı tarafından kontrol edilir. Kilit mandalı baskı koluna montajlıdır. Kolun sonunda dış kontrol için teleskopik bir ünite içerisine bağlanır. Diğer kolun sonunda iç kontrol için diğer teleskopik ünite içerisine bağlanır. Dış kontrol kolu döndüğünde, onun teleskopik ünitesi kolun sonunu aşağıya doğru çekecektir. Kolun diğer sonunda iç kontrol teleskopik ünitesi tarafından hızlıca tutulmuş olacaktır. Sonunda baskı kolu iç kontrol sonunda çekilen kilit mandalı aşağısında karşı mandalı boşa çıkarmak için mile geçer.

SAYFA 329


Y/T:………… REV:


Şekil 6.4. Kapı Kilit Mekanizma Parçaları

11.7.6.2.4.Kapı Mandalı Kontrolü

elektronik araç kompartımanı içerisinden erişilebilir.

Kilit

Kapının kilit mandalının dış kısmı kontrol ünitesi, elektronik araç kompartımanının sol arka alanına denk gelir. Ünite uçağın gövdesine montajlıdır. Ünitenin dış kontrol kolu uçağın dış yüzeyindedir. İstif pozisyonunda kol, uçağın gövdesine döşenir. Kol döndürüldüğünde, ünite içerisindeki eksantrik kavrama kolu(rocker arm) hareket eder. Kavrama kolu dış kontrol teleflex kablosunu çeker ve kapı kilit mandalı açılır. Kapı kilit mandalı ünitesine

Şekil 6.5. Kapı Kilit Mandalı

SAYFA 330


Y/T:………… REV:


Şekil 6.6. Kapı Kilit Mandalı Kontrolü ( Dışarı)

Şekil 6.7. Kapı Kilit Mandalı Kontrolü ( İç ) 11.7.6.3. Uçak Merdiveni ve Tertibatları SAYFA 331


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Merdiven kabin katının altındaki bir alanda kurulur. Merdiven açıldığı zaman yolcuların uçağa girip çıkmalarını sağlar. Merdiven tertibatını oluşturan ana parçalardan bazıları; ön ve arka ray tertibatları(forward rail ve aft rail), taşıyıcı tertibatı(carriage), alt ve üst merdiven tertibatı(upper ladder ve lower ladder), korkuluk(handrails) tertibatıdır.

Şekil 6.8. Uçak Ön Merdiven Tertibatı 11.7.6.3.1.Uçak Merdiveni Açılma Düzeni Merdiven kapısı tamamen açık pozisyonda iken elektrik gücü kapı devresinden merdiven devresine geçer. Merdiven uçağın kapısına yanaştığı zaman basamak ve korkuluklar açılmaya başlar.

SAYFA 332


Y/T:………… REV:


Şekil 6.9 Merdiven Açılma Düzeni 11.7.6.3.2. Uçak Merdiveni Rayları(Rail) Ön ve arka raylar zeminin alt kısmına tutturulmuştur. Merdivenin açılıp kapanması sırasında bu raylar üzerinde hareket ederek merdivenin taşınmasını sağlar. Raylar preslenmiş çelikten yapılmıştır. Raylar, elektronik ekipman kompartımanının üst kısmındadır.

SAYFA 333


Y/T:………… REV:


Şekil 6.10. Merdiven Rayları 11.7.6.3.3. Uçak Merdiveni Taşıyıcı (Carriage) Taşıyıcı tertibatı ray tertibatı üzerinde hareket eder. Rayların üzerine monte edilirler. Sistemi harekete geçiren tertibat AC ve DC olmak üzere iki elektrik motorundan oluşur. Taşıyıcı ve merdiveni kontrol eder. Sistem taşıyıcı tertibatın iç kısmına monte edilmiştir. Raylar ve taşıyıcı elektronik ekipman kompartımanından geçebilir.

SAYFA 334


Y/T:………… REV:


Şekil 6.11. Merdiven Taşıyıcı 11.7.6.3.4. Uçak Merdiveni Korkuluklar (Handrails) Korkuluklar boru şeklinde yapılmışlardır ve merdiven açılmaya başladığı zaman otomatik olarak açılırlar. Merdiven kapanmaya başladığı zaman da otomatik olarak kapanırlar. Korkuluklar anahtar kullanılarak istif pozisyonuna getirilebilir.

SAYFA 335


Y/T:………… REV:


Şekil 6.12. Merdiven Korkulukları 11.7.6.4. Arka Merdiven Yolcuların ve uçuş ekibinin, girip çıkmasını sağlayan merdivendir. Alıp verme mekanizması, kumanda komponentleri, kilit mekanizması ve gösterge lambaları mevcuttur. Merdiven kasasının uzunluğu takriben 10 feet'tir, Merdiven kasası ön kısmından gövdeye menteşelidir. Merdiven açıldığında kasanın arka kısmı yere temas eder. Merdivenin açık olduğunu ikaz lambası gösterir. Arka merdivenin kumandası, arka tarafta kabin ekip kontrol panelindedir. Birbirlerine irtibatlı olan kumanda kolları ile merdiveni içeriden ve dışarıdan açıp kapatabiliriz. İç kumanda kolu arka basınç bölmenin sağ arka tarafına, dışarıdaki kumanda kolu ise iç kumanda kolu hizasında, gövdenin dışına yerleştirilmiştir. Merdiven kumanda kolu panelinde SAYFA 336


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ birer tane kırmızı ikaz lambası bulunur, Bu lambalar merdiven aşağıda ve kilitli değil veya yukarıda kilitli değil iken, yanarak merdivenin durumunu gösterir. Aynı zamanda flight engineer panelindeki ikaz lambası merdivenin kilitsiz olduğunu, aşağıda ve kilitli pozisyonunu gösterir. Merdivenin aşağı ve yukarı hareketini sağlayan mekanizma ve tork tüpü, üçgen şeklindeki iki adet sportun tepe noktalarına yerleştirilmiştir. Üçgen sportlarının alt ayaklarıda merdiven kasasına tespit edilmiştir. Tork tüpün sağ tarafına yerleştirilmiş olan bir hidrolik akçüatör merdiveninin yukarı hareketini sağlar. Tork tüp merdiven kasasının arka ve üst kısmına yerleştirilmiştir. Yatakların hemen iç tarafına dikmeler, tork tüp üzerine cıvatalanmışlardır.. Tork tüpün sağında, hidrolik akçuatörüne bağlı akçüatör kolu bulunur. Her iki dikme asamblesi üst ve alt yarım dikme şeklinde tertip edilmiştir.

Şekil 63.13. Arka Uçak Merdiveni Üst dikme dövme bir parçadan yapılmış olup, üst kısmı tork tüpe, alt kısmı ise cıvata ile bir roda bağlıdır. Bu rod yağ ile dolu olan teleskobik bir silindirdir ve teleskobik silindir merdiven kasasındaki ayarlanabilir kulaklara bağlıdır. Bu silindir ve piston bir muhafaza ile korunmuştur. Merdiven kasasının sol üst kösesine yerleştirilmiş olan aerodinamik kilit, uçuş esnasında merdivenin açılmasını önler. Merdiven iki kontrol kolu ile çalıştırılabilir. Üst kumanda kolu, arka basınçlı bölmenin sağ arka tarafındadır. Arka yolcu giriş kapısı açıldıktan sonra buraya erişilebilir. Dış kumanda kolu kablo ise iç kumanda koluna bağlıdır. Dış kumanda koluna ve oradaki el hidrolik pompasına da gövdenin sağ arka tarafındaki kontrol kapağı açıldıktan sonra erişilebilinir. Aşağı kumanda kolu ile yerden merdivene kumanda edilebilir. Ancak uçağa elektrik verilmemişse ve hidrolik basıncı mevcut değilse, o kısımdaki hidrolik el pompası çalıştırılmak suretiyle merdivene kumanda edilir. Merdiven çalıştırma mekanizması alt kaideleri, içi yağ dolu teleskobik dikmelerle hareket ettirilir. Bunların kısalma ve uzama mesafeleri 12,2 SAYFA 337


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ inch’tir. Bundan emin olmak için merdivenin arka ucu, merdiven açıldığında, uçak gövdesinin yere nazaran olan yüksekliğine bakılmaksızın yere değmiş olamalıdır. Dikmeler tamamıyla basılı iken uçağın kuyruk kısmına destek vazifesi yapar ve uçak içindeki yolcu yükünü uçak gövdesine dağıtır ve uçak burnunun kalkmasına mani olurlar.

Şekil 6.14. Arka Merdiven Bağlantı Şekli 11.7.6.4.1. Komponentleri •

Kontrol kolu sınırlayıcı

•

Alt kontrol kolu.

•

Manuel hidrolik pompası

•

Akümülatör saati

•

Akümülatör servis noktası

•

Arka merdiven akümülatörü

•

Aşağıda değil ve kilitli lambası.

•

Manuel hidrolik pompa kolu

11.7.6.4.2. Arka Merdiven Aşağı Dikme(Lower Strut) Servisi • Arka merdiven (lower strut)lere servis uçağa bağlanacak hidrolik mayi ikmal işleminden ibarettir. SAYFA 338


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Lower strut’ a ikmal sırasında mayi ikmalinde taşmaya (overflow) karşı bir kutu(box) ya ihtiyaç vardır. Eğer önlem alınmazsa hidrolik mayi uçak üzerine kaçak yapabilir veya dökülebilir. Bu dökülenleri referans CHPTER12’ye göre yıkamak ve temizlemek gerekir. •

• Arka merdiven (Lower strut)lerin ikisi de aynı ünitededir. Bu sebepten dolayı sadece bir lower strut'un mayi ikmal servisi verilmiştir. 11.7.6.4.3. Kullanılacak Malzeme ve Teçhizatlar Hidrolik yağını ihtiva eden basınçlı doldurma arabası. 11.7.6.4.4. Arka Merdiven (Lower Strut)ın Servis Hazırlığı • B sistem hidrolik sistemi basınçsız olacak "Referans CHR 29 Hidrolik Power" Merdiven uzamış, aşağı pozisyonda olacak. • Merdiveni yaklaşık olarak 18 inch yukarı kaldır ve bir blokla destekle. Eğer gerekiyorsa el pompasını kullan. • Lower Strut’ın fully extend (uzamış) olduğunu kontrol et. Şayet hidrolik aküde gerekli hidrolik basınç varsa merdiven yukarıya otomatik olarak (bu yüksekliğe) alınır. • Hidrolik aküdeki basıncı yok etmek için merdiven yüzeyine bir blok koyulur ve kontrol kolu vasıtasıyla strut hareketsiz kalıncaya kadar bu kol tutulur ve bu şekilde hidrolik akü basıncı alınmış olur. 11.7.6.4.5. Lower Strut’ın İkmali • Fill ve fluid level tapasını çıkar. • Aşağıdaki kontrol kolunu down pozisyonuna getir. El pompası yardımıyla lower strut 12”±0,5 sarkana kadar bastır. • Doldurma (fiil port) yerinden basınçlı ikmal yap. Yaklaşık 100 PSI’daki fluid level dan sıvı gelene kadar. Doldurma basıncı 100 PSI’yı aşmamalıdır. Dikkat edilecek hususlar: •

Lower strut'a sert metallerin ve kirlerin girmesine müsaade edilmez.

• Lower Strut’a hidrolik mayi kullanılmalıdır. Diğer yağlar strutta kaçaklara veya kusurlara sebep olur. •

Fluid level portu tapalanır.

• Aşağı kontrol kolu " retract” pozisyonuna alınır ve yavaşça “lower strut" boyu 3”± uzamış durumuna gelinceye kadar el pompası ile pompalanır.

SAYFA 339


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ • Kontrol kolu "down" pozisyonuna alınır ve lower strut orijinal boyuna gelinceye kadar strut'a bastırılır. • Kontrol kolu "retract" pozisyonuna alınır ve yavaşça el pompası çalıştırılır. Strut tekrar. 3±1 mesafesine getirilir. •

Fluid level tapası sökülür ve "C" şıkkı tekrar uygulanır.

• Her iki plug sökülür, kontrol kolu "retract" pozisyonuna alınır ve lower strut el pompası yardımıyla tam uzamış duruma getirilir. Filler Port'a kuru hava veya nitrojen bağlantısı yapılır ve 10 ±5 PSI hava tatbik edilir. Fluid level" porttan hidrolik sıvı akışı kesilinceye kadar bu işleme devam edilir. •

Portlara tapaları takılır.

Eğer hava ikmali tatbik sırasında fluid level porttan hidrolik akışı olmuyorsa B den J maddesi dahil aynen tekrar uygula. Bu uygulamayla dikmede istenen hakiki hidrolik seviyesi temin edilmiş olur. Dikme aşırı şekilde hidrolik ile ikmal edilmiştir. Lüzumundan fazla ikmal edilmiş hidrolik miktarı kuru hava veya nitrojen ikmaliyle kuvvetle dışarı atılacaktır. 11.7.6.7. Arka Merdiven “Lower Strut” ın Kontrolu Bu kontrol eğer “Lower strut”a tamamıyla servis yapılmışsa veya strut’da aşırı bir mayi kaçağı varsa yapılır. Bu kontrol strut'a servis yapıldıktan sonra, strut yenisiyle değiştirildiyse veya arka merdivenin manuel olarak hareketi esnasında hidrolik süspansiyonu (amortisörleşme durumu) merdivenin 12 inç aşağı sarkık durumu gözardı edilmeksizin kontrolü sırasında yapılır. (Referans–52–62–01,ATA) Merdiven yukarıda geri çekilmiş durumda ve kilitli pozisyonda olamalıdır. • Sağ ve sol "Upper And Lower Strut" lar vasıtasıyla herhangi bir pratik referans noktası, bağlantı şeklinin durumu olarak işaretlenir. • Herhangi bir durum değişikliğini gözlemek için bağlantılar dikey pozisyonda iken 15 dakika sonra ölçülür. Bağlantı hareketi 1,5 inch’i aşmamalıdır. Eğer bağlantının dikey hareketi 1,5 inch‘i aşarsa her iki strut' a servis yapılır (Ref. Aft. Airstair Lower Struts - Servicing). • Strutlara iki kere yapılan bir servisten sonra eğer arıza devam ediyorsa, her iki strut değiştirilir.

SAYFA 340


Y/T:………… REV:


11.8. YANGIN KORUMA

SAYFA 341


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.8.1. YANGIN ALGILAMA SİSTEMLERİ Yangın, uçaklarda teknik arızalar veya insan hatasından dolayı meydana gelir ve büyük tehlikelere neden olabilir. Bu yüzden uçaklar dizayn edilirken yangın koruma sistemlerinde yangın algılama ve yangın söndürme sistemleri kullanılır. Yangın koruma sistemleri uçakta, motor, APU, kompartımanlar, tuvalet, iniş takımı yuvası ve pnömatik borularında yangın algılama, gösterme ve söndürme işlemlerini yapmakla görevlidir. Yangın sistemleri iki ana kısımdan oluşur. •

Yangın algılama sistemi

•

Yangın söndürme sistemi

Yangın algılama sistemleri, uçakta yüksek sıcaklık veya yangın meydana gelmesi durumunda uçuş ekibini uyarmak amacıyla kullanılır. Yangın sonucu oluşan aşırı sıcaklıklar sıcaklık algılama detektörleri ile duman ise duman detektörü ile algılanır. 11.8.1.1. Sıcaklık Algılama Detektörleri (Sensörler) Yüksek sıcaklık ve yangın algılama sistemleri üç kısımdan meydana gelir; •

Detektörler(sensörler)

•

Kontrol paneli

•

Alarm ünitesi

Şekil 1.1 Yüksek sıcaklık ve yangın algılama sistemlerinin kısımları SAYFA 342


Y/T:………… REV:


Şekil 1.2. Bi-metal kontakt Detektörün yapısında bi-metal adı verilen kontaklar vardır. Yüksek sıcaklık oluştuğu zaman kontaklar kapanır ve detektör algılama yapar. Algılama süresi uzun olduğu için farklı tip detektörler kullanılır. Uçaklarda yangınlara karşı iki farklı tip detektör kullanılır. Bunlar aynı işleve sahiptirler. Fakat farklı sistemlerde kullanılırlar. •

Yarı iletken yangın detektörler; (Semiconductor Loop)

•

Gaz basınçlı yangın detektörleri ( Pneumatic Pressure Loop)

Sıcaklık algılama yangın detektörleri, uçaklarda motor, APU ve pnomatik sistem borularında kullanılır 11.8.1.1.1.Yarı İletken Yangın Detektörleri (Semiconductor Loop) Yarı iletken yangın detektörleri, paslanmaz çelik bir tüp içerisindeki seramik maddenin içinden geçirilen bir yarı iletkenden oluşur. Yarı iletken NTC (negative temperature coefficient) termistör özelliği gösterir. Direnç değeri sıcaklık artışıyla azalır. Yarı iletkenler imalat isimlerine göre adlandırılırlar. Tek iletkenli yarı iletken algılayıcıların (Fenwal, Graviner, Edison) iletken uçlarından biri kontrol ünitesine diğer uç ise nötre bağlanır. İki iletkenli algılayıcılarda (Kidde) üstteki kablo kontrol ünitesine alttaki kablo ise nötre bağlanır. Birden fazla algılayıcı bulunan özel yerlerde algılayıcılar birbirlerine paralel bağlanırlar. Kontrol ünitesi paralel bağlı iletkenlerin toplam direncini ölçer, ortamın normal veya alarm durumu olduğuna karar verir.

Şekil1. 3. Paralel bağlı algılayıcılar SAYFA 343


Y/T:………… REV:


Resim 1.1. Yarı İletken Yangın Detektörü Ve Bağlantısı R direnç değeri; normal sıcaklık ortamında algılayıcının iletken uzunluğu kısa ise 1MΩ, uzun ise 10Ω olmal ıdır. R direnç değeri; yüksek sıcaklık artışında yarıiletken kablonun bulunduğu sistemin direnç değeri R<500 Ω altına düşer ve sistem alarm verir. Sistemde meydana gelen kopukluk ve kablo bağlantılarının iyi yapılamaması sistemde yanlış algılamalara neden olabilir. Bu yüzden hatayı en aza indirebilmek için çift algılayıcılı yarı iletkenler kullanılması önerilir. Sistemde oluşan bir diğer hata mesajı ise kablonun çekilmesi sırasında gerektiğinden fazla eğilmesi ve uçağın gövdesine temas etmesidir. Bu gibi durumlar da sistemde yanlış algılamalara neden olabilir. Bu durumun oluşmaması için kablo 3,2 mm den fazla eğilmemeli ve 25,4 mm den az yarıçapta dirsek oluşturulmamalıdır.

Şekil 1.4. Yarı İletken Yangın Dedektörü Yerleştirme Değerleri 11.8.1.1.2. Gaz Basınçlı Yangın Detektörleri (Gas Pressure Loop) SAYFA 344


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Paslanmaz çelik tüp içerisinden geçen gazın ortam sıcaklık artışıyla basınç değeri artar. Artan basınç röle kontaklarının kapanmasına neden olur ve kontrol sistemi alarm sinyali üretir. Modern sistemlerde kullanılan basınçlı yangın detektörlerinde çift kontak bulunur. Monitor switch sürekli ortam basıncını denetler ve sensörün içindeki basınçla birlikte normalde kapalıdır (ortam basıncının iki katı basınç). Sistemde meydana gelen delinme, deforme olma ve montaj hatalarında, sistem içindeki azalan basıncı algılar ve kontrol ünitesine arıza sinyali gönderir. Burada kullanılan 1,5 Ω k direnç sistemi dengede tutmak içindir. Alarm switch ise sistemde ısı artışından meydana gelen basınç artışıyla kontakları kapanır ve kontrol ünitesine alarm sinyali gönderir.

Resim 1.2. Basınçlı Yangın Detektörleri ve Kontakları Basınç anahtarının içinde bulunduğu sistemin ortam sıcaklığı 200 °C den fazla ve bimetal kontağın sıcaklığı 400°C’den fazla olduğunda sistem alarm verir. Sistemde kullanılan basınç anahtarları geniş bir alanı kontrol etmek için birden fazla kullanılmak istendiğinde birbirlerine paralel bağlanırlar. Röle kontaklarında kullanılan R direnci değeri kullanılan anahtar sayısı kadar değeri artırılır.( İki anahtar için 2x1,5 =Ω3K olur.)

Şekil 1.5. Basınçlı Yangın Detektörünün İç Yapısı 11.8.1.2. Uçaklarda Sıcaklık Algılama Detektörlerinin Yerleri SAYFA 345


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Uçaklarda sıcaklık algılama detektörleri •

Motor

•

APU

•

İniş Takımı Yuvası

•

Pnömatik Sistem Borularında yer alır.

11.8.1.2.1. Motorlardaki Yangın Detektörleri Motor yangın algılama sistemi motor kompartımanlarında meydana gelebilecek yüksek ısıyı algılar ve bu bilgiyle birlikte uygun uyarıları devreye sokar. Sistem aşırı sıcaklık ve yangın detektörleri, kumanda ve test devreleri, amber ve kırmızı renkli uyarı lambaları ve bir uyarı sireninden oluşur.

Şekil 1.6. Motor sensörlerinin yerleri Aşırı sıcaklık ve yangın detektörleri motor fan kasası(yakıt kaçağı veya ekipmanların hatası sonucunda ortaya çıkan yangınları tespit eder ) ve motor merkez kısmı (sıcak hava kaçakları tespit eder) ve pylona (bleed havası boruları kaçaklarını tespit eder) yerleştirilmiştir. Kumanda ve test devreleri, aviyonik kompartımanında bulunan motor ve APU yangın bulma ünitelerindedir. Uyarı lambaları ve sireni uçuş kabinindedir. Detektör yüksek sıcaklık hissettiğinde, kumanda devrelerine bir sinyal gönderilir. Bu sinyal amber lambaların (aşırı sıcaklık) veya kırmızı lambaların (yangın) yanmasını ve sirenin çalmasını sağlar. Motorlardaki yangın algılama siteminin özelliği herhangi bir yangın anında otomatik SAYFA 346


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ söndürme sisteminin çalışmasıdır. Sensörler çift algılayıcılı olmak zorundadır (dual loop). Sistemde yarı iletken ve pnömatik basınç sensörleri kullanılır. Algılayıcılar motorda hareketli aksamda meydana gelen arızalar sonucu ortaya çıkan yangını ve yüksek sıcaklığı, yakıt ve hava sistemlerinde meydana gelen sızıntılar sonucu oluşabilecek yangını algılarlar.

Şekil 1.7. Motorlarda kullanılan yangın sensörleri

SAYFA 347


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Motorda meydana gelen bir yangın sonucunda iki algılayıcıda alarm sinyali üretilirse kontrol ünitesindeki VE (And) kapısı mantıksal olarak lojik 1 sinyali üretir ve sistem genel alarm verir (Local Warning ). Pilot kabinindeki üst kontrol panelinde bulunan FIRE düğmesi hem sesli hem de ışıklı uyarıyla pilot uyarır. Bu FIRE düğmesi uçak tiplerine göre değişir. Sistemde meydana gelen bir algılama ECAM/EICAS göstergeleri aracılığıyla yangının nerede olduğunu ve düzeltici hareketleri gösteren bilgileri pilota iletir (Central Warning). Aşırı sıcaklık ve yangın detektörü motor bölgesinde oluşabilecek anormal sıcaklıkları hisseder. Bir detektör, fan kasası etrafına; diğer bir detektör ise merkez kısmı olan yüksek basınç türbin kasasına (yanma odalarının bulunduğu kısım) monte edilmiştir. Bu detektörler bir destek borusuna quick-release bağlantılarla tutturulmuş iki benzer hissetme elemanından oluşur. Her bir eleman, direnci sıcaklık ile değişen direnç ağından ibarettir. Detektörler bağlı oldukları aşırı sıcaklık ve yangın bulma üniteleri tarafından beslenir.

Resim 1.3. Local ve Central warningler Detektör elemanlarının sıcaklığı artınca direnci düşer ve kumanda kartına aşırı sıcaklık sinyali gönderilir. Sıcaklık artmaya devam ederse, bu kez kumanda kartına yangın sinyali iletilir. Motor aşırı sıcaklık uyarısı amber lambalarla; yangın uyarısı kırmızı lambalar ve siren ile gösterilir. Motor detektöründeki hatalar ise amber lambalarla belirlenir. Uçuş kompartımanında bulunan bu uyarı elemanlarını meydana getiren lambalar kaş hizası panelinde (glare shield panel) motor ve APU yangın kontrol modülüne; siren ise sesli ikaz cihazları kutusuna yerleştirilmiştir. İlgili panelde iki adet ana uyarı ve aşırı sıcaklık/bulma ( Master Caution and OVHT/Det ) lambaları (amber) ve iki adet yangın uyarı ( fire warn) lambaları (kırmızı) bulunur. Bu kırmızı lambalar siren kesme şalteri olarak kullanılır. Panelde iki adet amber renkli aşırı sıcaklık lambası, iki yangın kolu, bir amber hata lambası, siren kesme şalteri, test şalteri ve yangın hissetme elemanı (loop) seçim şalteri vardır. Motor fan kasası ya da merkez kısmında bir aşırı sıcaklık hissedildiğinde motor aşırı sıcaklık, ana uyarı ve aşırı sıcaklık/bulma (amber renkte) lambaları yanar. Bu kısımlar eğer soğursa ışıklar da sönecektir. Motorda yangın hissedilirse motor yangın kolları ve yangın uyarı kırmızı lambaları yanıp siren devreye girer. Detektörlerin soğuması durumunda (yangın sönerse) lambalar söner ve siren devre dışı kalır. Sisteme dahil edilmiş bir test şalteri detektörlerin ve lambaların test edilmesini SAYFA 348


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ mümkün kılar. 11.8.1.2.2. APU Yangın Detektörleri APU’da meydana gelebilecek bir yangında sistem sesli ve ışıklı olarak mürettebatı uyarır ve otomatik yangın söndürme sistemi devreye girer. Detektörler çift algılayıcılı olmak zorundadır (dual loop ). Sistemde yarı iletken ve pnömatik basınç sensörleri kullanılır. Algılayıcılar, motorda hareketli aksamda meydana gelen arızalar sonucu ortaya çıkan yangını ve yüksek sıcaklığı, yakıt ve hava sistemlerinde meydana gelen sızıntılar sonucu oluşabilecek yangını algılarlar. Detektörler Airbus uçaklarında APU’nun bulunduğu kısmı bir yangın duvarı oluşturacak şekilde sarar. Diğer uçaklarda ise sistemin içindedir.

Şekil 1.8. APU Üzerinde Yangın Algılayıcılarının Yerleşimi SAYFA 349


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ APU yer kumanda paneli, yer ekibine APU yangınını sesli ve görsel olarak belirterek ekibin istediğinde yangını söndürmesini sağlar. Ayrıca panel, acil bir durum karşısında sadece APU’nun kapatılmasına da izin verir. Kumanda paneli sağ ana iniş takımı yuvası arka duvarına yerleştirilmiştir. Panel bir kırmızı uyarı lambası, yangın kornası, korna kapatma şalteri, yangın kolu ve bir yangın söndürme şalterinden meydana gelmiştir. APU kompartımanında yangın bulunduğunda, korna ve lamba çalışmaya başlar. Bu sırada APU otomatik olarak kapanır. Korna kapatma şalterine basılması ile korna devre dışı bırakılabilir, bu durumda uyarı lambası yanmaya devam edecektir. Yangın kolu çekildiğinde ise APU durdurulur (yangın bulma ünitesi APU’yu henüz durdurmamışsa) ve yangın söndürme sistemi hazır duruma gelir. Bu aşamadan sonra yangın söndürme şalterine basılırsa APU kaplaması içerisine tüp söndürücüsü boşaltılmış olunur.

Şekil 1.9. APU Yer Kumanda Paneli

SAYFA 350


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.8.1.2.3. İniş Takımı Yuvası Yangın Algılama Sistemleri İniş takımı yuvası içinde meydana gelen ısı ve sıcaklık artışını algılayan sistemdir. Kabin içerisini bir ağ gibi ören yarı iletken ve bi-metal kontaklı algılayıcılardan oluşur. Çift algılayıcılı sistemler kullanılmaz. Sıcaklıkta meydana gelen artış pilot kabinindeki EICAS göstergesinde pilota uyarıcı bir bilgi olarak iletilir. Modern teknolojiyle üretilen uçaklarda alarmın yerel mi bölgesel mi olduğu pilota göstergeler yardımıyla bildirilir. Yangın koruma sisteminin amacı bir yangın ya da yüksek sıcaklık durumunda ekibi uyarmaktır. Uçakta dört adet yardımcı yangın koruma sistemi vardır: •

Main wheel well fire detection [Ana iniş takımı yuvası yangın bulma],

• Wing and lower aft body (wing/body) overheat detection [Kanat ve arka alt gövde (kanat/gövde) aşırı sıcaklık bulma] •

Lavatory fire extinguishers [Tuvalet yangın söndürücüleri]

•

Lavatory smoke detection [Tuvalet duman bulma]

Resim 1.4. İniş Takımı Yuvası İniş takımı yuvası yangın bulma sistemi, ana iniş takımı yuvasında iniş takımları içeri alındığında meydana gelebilecek yüksek sıcaklıkları hisseder (lastiklerin patlamasına neden olabilir) ve uygun uyarıları devreye sokar. Sistem bir yangın detektörü, kumanda ve test devreleri, kırmızı uyarı lambaları ve bir uyarı sireninden oluşmuştur. Yangın detektör elemanları ana iniş takımı yuvası tavanına yerleştirilmiştir. Kumanda ve test devreleri E/E kompartımanında bulunan compartment overheat accessory unit [kompartıman aşırı sıcaklık ünitesi] içindedir. Uyarı lambaları ve sireni ise uçuş kompartımanındadır. İniş takımı yuvasındaki detektörün yüksek bir sıcaklık hissetmesi ile birlikte SAYFA 351


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ kumanda devrelerine bir sinyal gönderilir. Bu sinyal kırmızı uyarı lambalarının yanmasını ve sirenin devreye girmesini sağlar.

Resim 1.5. İniş Takımı Yuvası Detektörleri Hissetme elemanı bir boru içerisine yerleştirilmiş seramik bileşimi ile doygun hâldeki bir nikel telden meydana gelir. Hissedici eleman teli sıcaklık değişimlerine duyarlı yapıdadır. Öyle ki eleman sıcaklığı artmaya başladığında direnci aniden düşer. Detektör sıcaklığı 400°F/204°C sıcaklığa ulaştığında kumanda devresi devreye girer. Kanat/gövde aşırı sıcaklık detektöründe bu değer 310°F/155°C veya 255°F/125°C kadardır. Sağ ve sol yüksek sıcaklık sistemi ve iniş takımı yuvası yangın sistemi kullanımlarında gerekli olacak devreler kompartıman aşırı sıcaklık ünitesine yerleştirilmiştir. Ünite elektronik ekipmanlar kompartımanında bulunur. Ünitede hissetme elemanlarının bağlanabileceği girişler, kumanda kartları, yardımcı parçalar ve uyarı elemanları için gerekli devreler bulunur. Ünitenin ve detektörlerin testleri cihaz üzerinden yapılabilir. Alet 8 V DC gerilim ile çalışır.

SAYFA 352


Y/T:………… REV:


Şekil 1.10. Yangın Sıcaklık Detektörü 11.8.1.2.4. Pnömatik Sistem Borularındaki Yangın Detektörleri Pnömatik borulardaki sızıntıları algılamak için yüksek sıcaklık sensörleri kullanılır. Kullanılan bu sensörler iki çeşittir: •

Spot sensörler (bi-metal kontaklar)

•

Yarı iletken algılayıcılar (tek veya çift )

Resim 1.6. Pnömatik Sistem Boruları Yangın Detektörleri

SAYFA 353


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Pnömatik sistemde meydana gelen sıcaklık artışı detektörler yardımıyla kontrol ünitesine iletilir. Kontrol ünitesi alarmın bölgesel mi yerel mi olduğunu inceler ve mürettebata uyarı olarak iletir. Bölgesel alarm pnömatik ve hava kontrol panelinde gösterilir. Merkezi alarm ise göstergesinde gösterilir.

Şekil 1.11. Pmömatik /air conditioning panel local warning ve Central warning 11.8.1.3. Duman Detektörleri Yangın sistemlerinde duman detektörleri uçağın aşağıdaki bölümlerinde kullanılır. •

Kargo bölümünde

•

Tuvaletlerde(lavabo)

•

Aviyonik bölümünde

SAYFA 354


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Şekil 1.12. Duman Deteökterlerinin Uçak Üzerindeki Yerleri

Uçaklarda kullanılan duman detektörleri iki çeşittir: •

Optik tip duman detektörü

•

İyonizasyon(radyoaktif) tip duman detektörleri

11.8.1.3.1. Optik Tip Duman Dedektörleri Büyük kargo uçaklarının kargo bölümlerinde kullanılan detektör tipidir. Detektör görünür dumanı algılar. Yapısı siyah bir kutuya benzer. Kutunun giriş ve çıkış kanalları vardır. Hava bu kanallardan detektörün içine girer ve çıkar. İçyapısı olarak detektörde ışığı tek notada toplayan dağıtmayan bir ışık kaynağı(beacon lamp) ve foto direnç(foto resistor) mevcuttur.

Şekil 1.13. Optik Duman Detektörünün İçyapısı Siyah kutunun içerisinden geçen temiz hava ışığın kırılmasına neden olmaz ve fotodirenç üzerine bir ışık düşmez. Bundan dolayı direnç değeri değişmez. Eğer siyah kutunun içerisinden kirli hava (duman) geçerse, havanın yoğunluğundan dolayı ışıkta kırılmalar meydana gelir. Kırılma sonucu foto direncin üzerine bir miktar ışık düşer ve direnç değerinde azalma meydana gelir. Azalan direnç değeri kontrol ünitesinde alarm sinyalinin oluşmasına neden olur.

SAYFA 355


Y/T:………… REV:


Şekil 1.14. Optik duman detektörünün çalışması

SAYFA 356


Y/T:………… REV:


Şekil 1.15. Optik Duman Detektörünün Test Edilmesi Sistemin kontrolünü yapmak için kutunun içerisine foto direncin karşısına bir test lambası konulur. Pilot sistemi test etmek için düğmeye bastığında lamba yanar ve ışık foto direncin üzerine düşer. Düşen ışık foto direncin değerini azaltır ve sistem alarm verir. 11.8.1.3.2. İyonizasyon(Radyoaktif) Tip Duman Detektörleri İyonizasyon duman detektörleri dumanın havadaki moleküler ağırlığını algılar. Çünkü temiz havanın moleküler yapısı hafif, kirli havanın moleküler yapısı ağırdır. Detektörler ölçüm yapan bir bölme, iki adet elektrot ve iyonizasyon kaynağından oluşur. İyonizasyon kaynağı Americium 241 radyo aktif maddesi içerir. Bundan dolayı detektörün içi kesinlikle açılmamalı. Herhangi bir problemde üretici firmaya gönderilmelidir.

Şekil 1.16. İyonizasyon Tip Duman Detektörünün İçyapısı SAYFA 357


Y/T:………… REV:


Detektör sistemi elektrotlar iyonizasyon kaynağı, ölçüm bölümünden (Measurement Chamber) meydana gelir. Ayrıca daha doğru ölçümün yapılabilmesi için referans bölümü (Reference Chamber) mevcuttur. Bu bölüme duman kesinlikle girmez. Ölçüm odasına alınan havanın basıncı ve sıcaklığı referans bölümüyle karşılaştırılır ve değerler farklı ise kontrol ünitesi alarm sinyali verir. 11.8.1.4. Uçaklarda Duman Detektörlerinin Yerleri Uçaklarda duman detektörleri kargo kompartımanları, tuvalet(lavabo) ve aviyonik kompartımanında yer alır. 11.8.1.4.1. Kargo Kompartımanı Duman Detektörleri Uçaklardaki kargo kompartımanları 5 sınıfa ayrılırlar: • A sınıfı kompartıman: Bagaj ve eşya dolaplarıdır. Herhangi bir yangın detektörüne veya otomatik söndürme sistemine ihtiyaç yoktur, çünkü mürettebat tarafından gerekli müdahale yapılabilir. • B sınıfı kompartıman: Ağır ve hafif yük kompartımanıdır. Uçuş sırasında içerisine girilebilir. Havalandırma sisteminden dolayı yangın algılama sistemi olmak zorundadır. Fakat otomatik yangın söndürme sistemine ihtiyaç yoktur, çünkü oluşabilecek bir yangın personel tarafından söndürülebilir. • C sınıfı kompartıman: Uçuş esnasında ağır ve hafif yük taşıyan kısımların bulunduğu girilemeyen kısımdır. Havalandırmadan dolayı yangın detektörleri kullanılmak zorundadır. Uçuş esnasında mürettebat giriş yapamadığı için otomatik yangın söndürme sistemi kullanılmalıdır. • D sınıfı kompartıman: Hafif yük taşıyan kargo bölümleridir ve hacmi küçüktür. Yangın algılama ve otomatik söndürme sistemine gerek yoktur. Havalandırmaya ihtiyaç yoktur, yangın oksijensizlikten dolayı söner. • E sınıfı kompartıman: Büyük kargo uçaklarının kompartımanıdır. Yangın algılama sistemi gereklidir; fakat söndürme sistemine gerek yoktur. Büyük kargo uçaklarında kanal tipi duman detektörleri kullanılır. Detektörlerin hava girişi ve çıkışı vardır. Giren havada meydana gelen değişiklik kontrol sistemini uyarır ve sistem alarm verir.

SAYFA 358


Y/T:………… REV:


Resim 1.7. Kargo Kompartmanlarında Kullanılan Kanal Tipi Duman Detektörü Küçük kargo uçaklarında aynı tip duman detektörleri, tavana yan yana iki adet yerleştirilir. Birden fazla bölgeyi kontrol etmek istersek, duman detektör çiftini tavanda uygun yere yerleştirmemiz gerekir. Yukarıdan da anlaşılacağı gibi duman detektörleri kargo kompartımanı havalandırıldığı zaman gereklidir ve şu bölümlerden oluşur: •

Duman detektörleri

•

Kontrol ünit

•

Kargo kontrol panel

Şekil 1.17. Kargo kontrol paneli SAYFA 359


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.8.1.4.2. Tuvalet(Lavabo) Duman Detektörü Duman detektörleri lavabolarda kullanılmak zorundadır. Çöpün yanması veya ekipmanların aşırı ısınması sonucunda oluşabilecek bir duman sistem tarafından algılanır sesli ve ışıklı uyarı sistemleriyle kabin görevlilerini uyarır. Lavabolardaki duman detektörleri ya tavanın altına yerleştirilir ve bu durumda havalandırma sistemi tarafından desteklenir veya doğrudan tavana monte edilir. Detektör algılama ve kontrol sistemleri ile beraberdir. Detektörde bir duman algıladığında lavabo kapısı üzerindeki sesli ve ışıklı uyarı sistemi çalışır. Kabin personeli koltuklarının yakınında bulunan central warning switchlenir. Kontrol ünitesi pilota ECAM sisteminde bir bölgesel uyarı gönderir. Sistemin kontrolü için detektör üzerindeki test butonuna basılır ve sistem CMC’de bölgesel alarm verir.

Resim 1.8. Tuvalet Duman Detektörü ve lavabodaki uyarı sistemi 11.8.1.4.3. Aviyonik Kompartımanı Duman Detektörü Duman detektörlerinin aviyonik kompartımanda kullanılmasına çok gerek yoktur. Fakat pilotun dış ortamda meydana gelen dumanın aviyonik kompartımanı etkileyip etkilemediğini anlayabilmesi ve elektrik sisteminin zarar görmemesi için kullanılır. Aviyonik kompartımanında ekipman soğutma borusu outletinde bir tane duman detektör mevcuttur.

Resim 1.9. Aviyonik Kompartımanı Duman Detektörü SAYFA 360


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Aviyonik kompartımanında bir duman algılndığında, sinyal olarak elektrik panelinde amber smoke ışığı yanar ve bu sinyal değerlendirildikten sonra, ECAM göstergesine pilotu uyaran bir bilgiye dönüşür.

Şekil 1.18. Elektrik paneli

SAYFA 361


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.8.2. YANGIN SÖNDÜRME SİSTEMLERİ 11.8.2.1. Yangın Tipleri Yanmanın gerçekleşebilmesi için yanıcı madde, oksijen, ortamda aşırı sıcaklık artışı meydana gelmesi gerekir. Bu üç faktörden birinin olmaması yanma olayını gerçekleştirmez. Bu nedenle yangını söndürmek için ya ortamdaki oksijen kaldırılmalı ya sıcaklık azaltılmalı ya da yanıcı madde ortadan kaldırılmalıdır. Bütün yangın söndürme sistemleri söndürme işlemini bu üç faktörden birini ortadan kaldırarak gerçekleştirir. Uçaklarda ister kurulu yangın söndürme sistemi ile olsun ister taşınabilir yangın söndürme sistemi ile olsun en kısa zamanda yangın söndürülmelidir.

Şekil 2.1. Yangın söndürme sistemlerinin yerleri Sivil yolcu uçaklarında yangın söndürme sistemi motorlar, APU, tuvalet ve eğer sınıfına göre gerekli ise kargo kompartımanlarda kullanılır. Oluşan yangını söndürebilmemiz için ilk önce yangın çeşidini bilmemiz gerekir. A,B,C,D olmak üzere 4 tip yangın çeşidi vardır. Bu sınıflandırma yanabilir malzeme göz önüne alınarak yapılmıştır •

A tipi yangın ağaç, kâğıt, giysi gibi maddelerin yanması sonucu oluşur.

•

B tipi yangın, yakıt ve yağ gibi sıvı maddelerin yanmasıyla oluşan yangın tipi.

•

C tipi yangın, yanıcı ve parlayıcı gazların yanmasıyla oluşan yangın tipidir.

• D tipi yangın, alüminyum, magnezyum gibi metallerin yanmasıyla oluşan yangın tipidir. SAYFA 362


Y/T:………… REV:


Şekil 2.2. Yangın Tipleri 11.8.2.2. Yangın Bölgeleri ve Yangın Tipleri •

Yolcu kabini, tuvaletler, kokpit gibi yerlerde A tipi yangın

•

Motor, APU gibi yerlerde B tipi yangın

•

Kargo kompartımanında A,B,C tipi yangın

•

A, B, C yangınlarının söndürülemediği bölgelerde D tipi yangınlar oluşur.

11.8.2.3. Yangın Söndürme Maddeleri Uçaklarda kullanılan yangın söndürücü maddeler; su, halon gazı, karbondioksit gazı ve kuru kimyasal tozlardır. 11.8.2.3.1. A tipi yangınların söndürülmesinde kullanılır. Soğutma ve oksijeni kesme ile yangın söndürür. Madde ıslandığı için tekrar alev almaz. Dezavantajı ise elektrik sistemlerine zarar vermesi ve kullanıldığı alanlarda geniş kirlenmelere neden olmasıdır. Bu avantaj ve dezavantajlarından dolayı ve basit bir sistem olduğu için su sadece yolcu kabinleri ve kargo bölümlerinde kullanılır.

SAYFA 363


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.8.2.3.2. Halon Gazı B ve C tipi yangınların söndürme işlemlerinde kullanılan etkili bir gazdır. A tipi yangının ilk başlangıç anında kullanılırsa etkili olabilir, yangının tekrar alevlenmemesi için su ile soğutma yapılır. Gaz ozon tabakasına zarar verdiği için 1994 yılından sonra dünyada kullanımı yasaklanmıştır. Uçaklarda otomatik söndürme sistemlerinde özel izinlerle yerine kullanılacak bir sistem bulunana kadar kullanımına izin verilmiştir. Gazın avantajı yangın bölgesini yanan madde ile kimyasal reaksiyona girerek çok küçük bir miktarla söndürmesidir. Elektrik sistemlerine zarar vermez. Kullanıldığı ortamlarda görüş mesafesini azaltmaz, çevreye artık madde bırakmaz, yangın bölgesinde de kirlilik oluşturmaz. Kimyasal yapılarından dolayı iki çeşit halon gazı mevcuttur. İki çeşit halon gazı vardır: Halo 1301 (BTM) Halon (BCF). İsimleri kimyasal yapılarından gelir ve en önemli farkları kaynama noktaları arasındaki farktır. 11.8.2.3.2.1. Halon 1301 (BTM) -60 °C kaynama sıcaklığına sahip bir gazdır. Uçaklarda otomatik söndürme sistemlerinde kullanılır. Kürenin içinde yoğunlaştırılarak sıvı olarak saklanır. Yangın anında sisteme küreden soğuk bir gaz olarak ayrılır. Bu soğuk gaz yangın alanına dağılarak yangını söndürür. Püskürme anında personel dikkat etmelidir çünkü gaz soğuk olmasından dolayı tehlikelidir. 11.8.2.3.2.2. Halon 1211 (BCF) Taşınabilir yangın söndürücülerde kullanılır. Gazın kaynama sıcaklığı 0°C’dir. Böylelikle söndürme anında sisteme yoğunlaştırılarak verildiğinden söndürülecek bölgeye 4 metre mesafeden uygulanabilir

Resim 2.1. Halon 1211 (BCF) 11.8.2.3.3. Karbondioksit Gazı (CO 2 ) Aslında hangar ve atölyelerde kullanılır. Uçaklarda çok sık kullanılmaz. Kullanıldığı ortamdaki oksijen miktarını azaltır ve yanmayı engeller. Elektrik yangınlarında kullanılmalıdır. Kapalı mekânlarda kullanıldığında nefes almayı zorlaştırır solunumu tehlikelidir. CO 2 tüpten çıkarken çok soğuk (yaklaşık -70º ) olduğundan insanların gazla direk teması tehlikeli sonuçlara neden olabilir. SAYFA 364


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.8.2.3.4. Kuru Kimyasal Tozlar Bütün yangın tiplerinin söndürülmesinde kullanılır. Çok etkilidir ve yangın sırasında oluşan kimyasal reaksiyonu durdurur. Yanan maddenin üzerini kaplar ve tozdan bir tabaka oluşur. Yanan maddenin havayla olan temasını keser. Kullanıldığı ortamda kirlilik oluşturur, iletilim ve görüş miktarını azaltır. Genellikle kargo kompartımanında kullanılır.

Resim 2.2. Kuru Kimyasal Toz Söndürücü Özetlersek su A tipi yangınlarda, halon B, C tipi yangınlarda ve A tipi yangınların başlangıç aşamasında CO 2 A ve B tipi yangınlarda kimyasal tozlar ise bütün yangın çeşitlerinde kullanılır( D tipi yangınlarda özel bir toz kullanılır.) 11.8.2.4. Genel Yangın Söndürme Sistemler Otomatik yangın söndürme sistemleri motor ve APU’da meydana gelen yangınlarda, C tipi kompartımanlarda uçuş personelinin uçak havada iken personelin olaya elle müdahale edemediği kompartımanlarda kullanılır. Bütün yangın söndürme sistemlerinin genel yapısı aynıdır. Motorlardaki yangın söndürme sistemi pilot tarafından devreye sokulur. APU‘daki yangın söndürme sistemi pilot tarafından veya otomatik olarak devreye girer. Otomatik yangın söndürme sistemi şu bölümlerden oluşur: •

Yangın küresi (Bottle)

•

Kontrol ünitesi (Discharge head, cartridge)

•

Püskürtme borusu (Spray nozzle)

•

Elektrik devresi ( Electrical circuit)

SAYFA 365


Y/T:………… REV:


Şekil 2.3. Otomatik yangın söndürme sistemi bölümleri Yangın küresi paslanmaz çelikten yapılmıştır. İçerisinde Halon 1301 gazı sıvı olarak bulunmaktadır. Ayrıca yangın küresinin içerisinde 600 psi basıncında 20 °C değerinde nitrojen gazı da vardır. Bu gaz deşarjın tamamen gerçekleşmesini sağlar.

SAYFA 366


Y/T:………… REV:


Resim 2.3. Yangın Küresi Yangın söndürme sisteminde kullanılan yangın küreleri kullanım yerlerine göre çeşitli boyut ve ağırlıktadır. • Büyük kargo kompartımanlarında yaklaşık 20 kg ağırlığında yangın küreleri kullanılır. •

Motorlarda yaklaşık 10 kg ağırlığında yangın küreleri kullanılır.

•

APU da yaklaşık 5 kg ağırlığında yangın küreleri kullanılır.

Sistemlerde kullanılan yangın kürelerinin ağırlık kontrolü periyodik olarak (C check) yapılmalıdır ve kürenin ağırlığı üzerindeki etiketteki değerle aynı olmalıdır. Ölçüm işlemi deşarj kafası olmadan yapılmalıdır Kürenin üzerindeki etikette kürenin ağırlığı, kontrol tarihi ve sızdırmazlık testinin yapıldığı belirtilmelidir.

Resim 2.4. Kontrol Etiketleri SAYFA 367


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Yangın küresi kontrol ünitesi ve filtreden oluşur. Yangın küresinin içerisindeki gazı dış ortama verebilmek için boşaltım kafası ve elektronik olarak kontrol edilen kartuş (Boşaltım kafasının alt kısmında bulunur.) aracılığıyla kürenin açılması gerekir. Bir kürede genellikle bir boşaltım kafası vardır. Fakat kargo bölümünde kullanılan kürelerde bölüm sayısı kadar boşaltım kafası vardır.

Şekil 2.4. Yangın küresinin yapısı Boşaltım kafasında bulunan kırılgan disk (Frangible disc) kürenin ağzını kapatır ve kartuş patladığında açılarak halon gazının dışarı verilmesi sağlanır. Bu disk çok kırılgan olduğundan taşınırken dikkatli olunmalıdır.

Resim 2.5. Kırılgan Disk SAYFA 368


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Filtre (Fitler) diskten kırılan parçaları durdurur böylelikle tıkanmaları önler. Kartuş bölümü ise patlayıcı toz (Explosive Powder), ateşleyici buji (Squib) parçalarından oluşur. Kartuşun içerisinde yaklaşık olarak 400 mg patlayıcı toz bulunur ve bu patlayıcı C sınıf patlayıcıdır dikkatle taşınması gerekir. Kartuşun patlaması squibin ısınması ile geçekleşir.

SAYFA 369


Y/T:………… REV:


Resim 2.6. Boşaltım kafası Kartuşun patlaması elektriksel olarak gerçekleşir yine de statik elektrik kazara patlamalara neden olabilir. Bu tehlikeli boşaltım kutusunu taşımak için gerekli lisanslara sahip olunmalıdır. Konektörü ayırırken statik elektrikten meydana gelebilecek kıvılcımları engelleyecek elektrostatik önleyici kapak takılmalıdır. Kartuş boşaltım kafası veya kürenin sökülmesinden önce sökülmelidir ve uygun konteynır içinde taşınmalıdır. Kartuşların üretim tarihleri üretici firma tarafından kartuşun üzerine yazılmalıdır ve ömrü en fazla 10 yıldır. Bir kartuş uçaklarda en fazla 6 yıl kullanılmalıdır. Özetlenirse yangın algılama sisteminde meydana gelen bir alarm kontrol panelince değerlendirilir. Sistem otomatik veya kabin personeli tarafından devreye sokulur. Sistemden gelen elektriksel uyarı ateşleme sistemini (buji) harekete geçirir. Buji elektriksel bir ark meydana getirir. Patlayıcı madde alev alır ve patlar. Kürenin ağzında bulunana gaz çıkışını engelleyen kırılgan disk patlamayla dağılır. Kürenin içerisindeki gaz serbest kalır. Disk parçalarıyla beraber gaz filtreden geçer sprey boruya gelir. Filtre burada kırılan disk parçalarını süzer ve borunun tıkanmasını önler. Sprey boruda gazın ortama boşaltılmasını sağlar.

Resim 2.7 Küre Bujileri SAYFA 370


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Her bir yangın küresi basınç switchine sahiptir ve bu switch yangın kontrol paneli üzerindeki ışığı kontrol eder. Eğer küre basıncı içerisindeki basıncın %50 altına düşerse sistem uyarı verir. Ayrıca bazı küreler bakım esnasındaki kontroller için bir basınç göstergesine sahiptir. Sıcaklıkla basınç değişimi takip edilir.

Resim 2.8. Basınç Göstergesi Yangın küresinin içerisindeki basınç iki şekilde kontrol edilir. Kürenin üzerindeki basınç switchine basılarak veya bir allen anahtarı ile basınç vidasını çevirerek. Her iki yöntemde de düşük basınç göstergesi oluşturularak yangın kontrol panelinde DISCH ON göstergesi yanar.

Şekil 2.5. Yangın küresi basınç devresinin kontrolü

SAYFA 371


Y/T:………… REV:


Resim 2.9. Basınç Testi Yangın küresinin içerisinde bulunduğu ortamın sıcaklığında artış iki şekilde olur. Pnömatik borularının sıcak hava sızdırması veya ortamda oluşan gelen yangın. Bu iki sonuç da kürenin içerisindeki basıncın artmasına neden olur. Eğer sıcaklık artışı sprey borularının ısınmasına ve sıcak havadan dolayı gaz basıncının yaklaşık üç katından(1700 psi) daha büyük değere çıkmasına neden olursa disk kırılır. Kırılan disk kürenin içerisindeki Halon gazının boşalmasına sebep olur. Püskürtme borusu ile küre farklı kompartımanlarda ise (APU gibi) yangın küresi yedek bir aşırı basınç tahliye valfine sahiptir. Sıcaklık artışından meydana gelen basıncın yangın küresine zarar vermemesi için sıcaklık emniyetli değerin üstüne çıktığında termal sigorta erir ve bir boru aracılığı ile halon gövdedeki bir deliğe yönlendirilir. Borunun ucunda emniyet için kırmızı bir tıpa, dış devreye olan bağlantıyı sağlar. Ortamda meydana gelen sıcaklık artışı gaz basıncının artıp istenmeyen bir söndürme yapmaması için sıcaklık sigortası atar ve gaz tahliye kanalı yardımıyla uçağın gövdesinden dışarı boşaltılır. Bu işlem gerçekleştiği kırmızı tapanın kaybolması ve yangın kontrol paneli üzerinde amber renkli DISCH yazısından anlaşılır. Bazı uçaklarda kırmızı diskin yanında bulunan sarı disk bulunur. Bu disk boşaltım işlemi püskürtme borusu ile gerçekleşirse bir piston aracılığı ile atar. Piston boruyu tıkadığı için halon dışarı atılamaz. Sarı diskin olmaması boşaltımın gerçekleştiğini ve bakım gereksinimi gösterir.

Şekil 2.6. Yedek emniyet valfinin çalışması SAYFA 372


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Bütün yangın söndürme sistemi aynı şekilde çalışır. Söndürme işlemi gerçekleştirmeden önce yangını besleyecek unsurların kesilmesi gerekir. Bu nedenle yakıt (motor, APU), hidrolik sıvı (motorlar), oksijen (kargo) kesilir. Dumanın air conditioning sistemine girmesi önlenir, APU ve motordan gelen elektrik kesilir. Bu izolasyon işlemi APU ve bazı kargolarda otomatik, motor için ise manüeldir. Motor yangın push butonuna basıldığında motordan gelen ve motora giden her şey kesilir ve kartuş için ateşleme devresi aktiveye hazır hale gelir. Bütün yangın söndürme sistemleri manüel olarak boşaltım sistemine sahiptir.(sadece APU ayrıca otomatik siteme sahiptir.) agent tuşuna basıldığında squib ısınır kartuş patlar kırılgan disk parçalanır nitrojen gaz basınç yaparak halonu küre dışına atar boşaltım borusu halonu kompartımana gönderir. Püskürtme borusu da halonu bütün alana yayar. Yangın söndüğünde yangın push butonu yangın uyarı ışığı söner. Yangın söndürme sistemlerindeki elektrik devreleri kesintisiz güç kaynaklarından (hot battery bus) beslenirler. Güvenlik amacıyla kartuş yedek ateşleme (buji) sistemine sahiptir. Sistem test butonundan kontrol edilir. Test işleminde bujilere küçük bir akım gönderilir ve sistem devresini tamamlarsa SQUIB göstergesi yanar ve söndürme sisteminin çalıştığı anlaşılır. Fakat bu işlemin test butonuyla yapılması tehlikeli olabilir. Sistemde bir kısa devre veya aşırı akım bujiyi aktif hâle getirir. Güvenlik amacıyla uçaklarda SQIB TEST paneli kullanılır. Panel üzerin de ENG ve APU sinyal lambaları bulunur. Test butonuna basıldığında ateşleme sistemine küçük bir akım gönderilir. Eğer sistemde herhangi bir arıza yoksa sinyal lambaları yanar. 11.8.2.5. Uçaklardaki Yangın Söndürme Sistemleri 11.8.2.5.1. Motorlardaki Otomatik Yangın Söndürme Sistemleri Uçak motorlarında söndürme sistemi regülasyonlar gereği olarak iki adet yangın küresi kullanılır. İki küre aynı özellikte olup yan yana monte edilir. Bunlardan biri diğerinin yedeğidir. Tek bir sprey boruyla siteme müdahale ederler. Bazı motorlarda sprey borular fanın altına da monte edilebilir.

Şekil 2.7. Motorlarda Söndürme İşlemlerinde Kullanılan Yangın Küreleri SAYFA 373


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Halonun boşaltımından önce motora giden bütün ikmal (hidrolik, yağ, oksijen gibi) kesilmeli ve motor izole edilmelidir. Yangın alarmı verildiğinde pilot ilk olarak motoru durdurmalı yangın push butonuna basmalıdır bu işlemleri ECAM üzerinden de takip edebilir. Yangın push butonuna basabilmek için ilk olarak kazara basmaları engellemek için kullanılan emniyet kapağını kaldırmalıdır.

SAYFA 374


Y/T:………… REV:


işlemler

Şekil 2.8.

ECAM üzerinde yangın söndürmede takip edilecek

Resim 2.10. Yangın push butonu emniyet kapağı Yangın push butonuna basıldığında şu işlemler gerçekleşir: •

GCR ve Power Relay açılarak jeneratör kapanır

•

Bleed havası valfi kapanır

•

Düşük basınç yakıt shut off valfi kapanır

•

Hidrolik valfi kapanır

•

Merkezi uyarı sistemi bir sinyal alarak ECAM ‘ı günceller

•

Yangın küreleri için ateşleme devreleri hazır konuma gelir (squib ışıkları yanar)

SAYFA 375


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Bu işlemden sonra motor ile bütün ikmaller arasındaki ilişki kesilmiştir şimdi agent 1 butonuna basılırak yangın küresi boşaltılabilir. Eğer birinci yangın küresi yangını söndürememişse agent 2 butonuna basılarak ikinci yangın küresi de motora boşaltılır. Bir check valf bu boşatılan halonun diğer küreye dolmasını engeller.

Şekil 2.9. Yangın küreleri ve kontrol paneli Burada diğer bir kuruluma sahip 4 Motorlu bir uçak için yangın söndürme sistemini inceleyelim. Sol kanattaki iki motor için iki yangın küresi sağ kanattaki iki motor için iki yangın küresine sahiptir. Bu yangın küreleri kanatın hücum kenarına yerleştirilmiştir. Her bir yangın küresi biri içerdeki motor diğeri dışarıdaki motor olmak üzere iki deşarj kafasına sahiptir.

SAYFA 376


Y/T:………… REV:


Şekil 2.10. Motorlu bir uçakta yangın kürelerinin yerleşimi Bu tip uçaklarda yangın push buton yerine yangın kolları mevcuttur. Kol çekildiğinde bir önceki örnekte olduğu gibi motora giden bütün ikmal kesilir. Yangın kolları basılı konumda kilitli durumdadırlar ve kilit bir selonoid aracılığı ile yangın alarmı aktive edildiğinde açılır. Ayrıca motor arızası gibi diğer nedenlerde dolayı kilit manüel override push butonuna basılarak ta açılabilir.

Resim 2.11. Yangın kolu Yangın kürelerini boşaltabilmek için yangın kolu sağa veya sola döndürülmelidir. Şekilde görülen 1 numaralı yangın kolunu sağa çevirdiğimizde 1 numaralı motora A yangın küresi, sağa çevirdiğimizde ise B yangın küresi boşaltılmış olur. Eğer 2 numaralı motor da yangın çıkar ise 2 numaralı motora boşaltılabilecek bir yangın küresi kalmamıştır. İki motorda birden yangın çıkması olası olmadığı için regülasyonlarda iki yangın küresi yeterli görülmüştür.

SAYFA 377


Y/T:………… REV:


Şekil 2.11. Yangın kolları 11.8.2.5.2. APU’daki Otomatik Yangın Söndürme Sistemleri APU’da tek tüplü bir otomatik yangın söndürme sistemi vardır. Yangın söndürme küresi stabilizer kompartımanında yangın duvarının önüne yerleştirilmiştir. APU yangın söndürme sisteminin kokpitteki manüel kontrolü motordaki ile aynıdır. Fakat yerde iken yangın alarmı verildiğinde APU otomatik olarak kapanır ve söndürülür.

Resim 2.12. APU yangın söndürme küresi

Şekil 2.12. APU yangın söndürme kontrol paneli SAYFA 378


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ APU otomatik olarak kapatılsa da ateşleme sistemini hazır hale getirmek için yangın push butonuna basılmalıdır. Koruma kaldırılıp push butona basıldıktan sonra agent butonuna basılarak yangın söndürme işlemi gerçekleştirilebilinir. Uçak yerde ve kokpitte kimse yok ise APU’da çıkan yangın hala söndüreli bilir. Modern uçaklarda otomatik yangın söndürme sistemi aracılığı ile yangın tespit ünitesi yangını tespit ettiğinde APU otomatik olarak kapatılır ve 3 saniye sonra yangın küresi otomatik olarak ateşlenir.

Şekil 2.13. APU Otomatik yangın söndürme Kokpitteki otomatik ve manüel yangın söndürmeye ek olarak ayrıca burun iniş takımı yakınına veya ana iniş takımı yuvasına yerleştirilmiş yer kontrol panelinden APU kapatılıp sistem izole edilebilir. Ana iniş takımında bulunan panelden ayrıca yangın tüpleri de boşaltılabilinir.

SAYFA 379


Y/T:………… REV:


Resim 2.13. Burun iniş takımı yakınındaki yer kontrol paneli

Resim 2.14. Ana iniş takımındaki yer kontrol paneli APU yangın söndürme kontrol paneli üzerindeki test butonuna basıldığında kontaklar açılarak otomatik kapama ve yangın söndürme sistemini deaktive eder. Otomatik söndürme sisteminin testi test panelden veya CMC’den yapılır. Bu test ile bütün fonksiyonlar test edilir fakat yangın tüpleri boşaltılmaz. 11.8.2.5.3. Kargo Kompartımanı Yangın Söndürme Sistemleri Kargo bölümündeki yangın söndürme sisteminin parçaları ve işleyişi daha önce anlatılanlarla aynıdır. Bütün C sınıf kargo kompartımanlarında regülasyonlar gereğince zorunludur. Orta menzilli uçaklarda kargo bölümlerinde bir adet yangın küresi kullanılır. Küre duman detektörlerinin ortasına uçağın tavan kısmına yerleştirilir. Yangın küresi kompartıman tavanındaki nozzlelar aracılığı ile ön veya arka bölüme boşaltılabilinir. SAYFA 380


Y/T:………… REV:


Şekil 2.14. Kargo Bolümü Yangın Söndürme Sistemi Duman detektörleri kontrol ünitesine yangın sinyali gönderdiğinde sistem, pilotu uyarır. Pilot alarm sinyalini aldıktan donra CARGO SMOKE panelindeki DISCH düğmesinin üzerindeki emniyet kapağını kaldırır ve düğmeye basar. Düğmeye basıldığında valfler kapatılıp blower fan durdurularak kompartımanın havalandırma sistemi kapatılır (bazı uçaklarda bu işlem otomatik olarak yapılır). Dumanın ve halonun diğer bölgelere dağılımı engellenir. ECAM göstergesinde bölgesel alarm verilir.

Şekil 2.15. CARGO SMOKE paneli FWD göstergesinde DISCH lambası yanar. Bu yangın söndürme sisteminin devreye girdiğini belirtir. Elektrik devresi ateşleyici sisteme bir akım göndererek bir kıvılcım oluşmasına neden olur. Oluşan kıvılcım patlayıcı maddeyi ateşler. Patlama gerçekleşir. Patlamadan hassas disk etkilenir ve parçalanır. Diskin parçalanmasıyla halon gazı filtreden geçer ve sprey boru yarımıyla yangın bölgesine boşaltılır. Kargo bölümlerinde kullanılan yangın küreleri 20kg ağırlığında oldukları için boşaltım 180 sn sürer. Boşaltım işleminden sonra uçak mümkün olan en kısa sürede iniş yapmalıdır. Uzun menzilli uçaklarda bir büyük bir küçük küre mevcuttur. Büyük küre boşaltıldıktan belirli bir süre sonra zaman gecikmesi (time delay) küçük küre boşaltılır. Bir akış kısıtlayıcı bu ikinci kürenin akışını kısıtlayarak kargo kompartımanındaki halon miktarını belirli bir seviyede tutar. SAYFA 381


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.8.2.5.4. Lavabo Yangın Söndürme Sistemleri Lavabolardaki söndürme sistemi atık kutusunda meydan gelen yangını söndürmek için kullanılır. Sistemde bir yangın küresi bulunur. Diğer sistemden farklı olarak sadece boşaltım tüpü (discharge tube, fusible end cap ) ve sıcaklık emniyet vanası bulunur. Sistemin hiçbir elektriksel bağlantısı yoktur.

Resim 2.15. Lavabo yangın söndürme sistemi Çöp kutusunun içerisindeki sıcaklık değeri 80°C ‘yi geçerse emniyet vanası erir ve yangın küresi içerisindeki gaz çöp kutusuna boşalır. Boşalan gaz yanan maddeyi söndürür. Yangın tüpünün üzerindeki basınç göstergesi tüpün içerisindeki gaz miktarını belirtir. Eğer ibre yeşil çizgide ise tüp içerisindeki basınç normal değerdedir.

Resim 2.16. Lavabo Yangın Söndürme Sistemi Sıcaklık Algılayıcı Panel SAYFA 382


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Genellikle yangın küresi üzerinde algılamak için çöp kutusunun üzerine üzerindeki renkler griden siyah renge arttığı anlaşılır. Tamamen siyah renk gönderilir.

basınç göstergesi yoktur ortam sıcaklığını bir termik algılama paneli yerleştirilir. Panel doğru değişirse ortamdaki sıcaklık değerinin görülürse yangın küresi ağırlık kontrolüne

11.8.2.5.5. Portatif (taşınabilir) yangın söndürücüler Portatif yangın söndürücüler kabin görevlilerinin oturma yerlerinde kokpitte, kargo bölümlerinde, Aviyonik kompartımanında kullanılırlar. Halon gazı bütün uçakların kabin kokpit ve aviyonik kompartımanında, sulu sistemler ise bazı yolcu uçaklarında kullanılır. Halon 1211 (BCF) tipi portatif yangın söndürücülerdir. Gaz tüpün çerisinde yoğunlaştırılarak saklanır. Tüpün içerisindeki gazın basıncı 100 PSI olmalıdır. Basıncın uygun değerlerde olduğunu göstergeden anlayabiliriz. Eğer gösterge yeşil konumda ise gaz basıncı normal değerdedir.

Resim 2.17. Basınç Göstergesi Tüpü kullanabilmemiz için emniyet mandalını çekmemiz gereklidir. Mandal çekildikten sonra tüp kullanıma hazırdır. Tüpü ateşten 4 metre mesafeden rüzgârı arkamıza alarak ateşin altına doğru püskürtme yöntemiyle yangını söndürebiliriz. Tüp 6sn içerisinde boşalır.

SAYFA 383


Y/T:………… REV:


Resim 2.18. Emniyet Pimi ve Basınç Düğmesi B ve E Kargo bölümlerinde kullanılan taşınabilir yangın söndürücüleri kargo kompartımanı kapılarına yakın yerleştirilmiştir sulu ve halon gazlı söndürücüler mevcuttur. Kargoda kullanılan halon söndürücüler ebat olarak büyük ve ağırdırlar. Söndürme işlemini kolaylaştırmak için hortum ve hortum ağzı kullanılır. Kullanmadan önce emniyet pimi çekilir, basınç düğmesine basılır böylelikle basınç hortum ağzına aktarılır mandal sıkıldığında gaz yanan bölgeye püskürtülür.

Şekil 2.16.Taşınabilir yangın söndürücü Sulu yangın söndürme tüplerinde donmayı engellemek için antifiriz kullanılır. Bu söndürücüler de halon söndürücüler gibi kullanılır. Gaz basınç ibresi göstergede yeşil konumumda ise tüpün dolu olduğu anlaşılır. Sistemlerde kullanılan tüpler periyodik aralıklarla kontrol edilmelidir. Kullanmadan önce tüpün dolum tarihi, söndürücüde hasar olup olmadığı, daha önce kullanılmadığı ve ne çeşit yangınlarda kullanıldığı kontrol edilmelidir. Daha önce kullanılmadığını anlamak için basıncın yeşil bantta olduğu ve emniyet pimin doğru kurulumda olduğu kontrol edilir. Eğer söndürücü daha önce kullanılmışsa veya etikette gösterilen SAYFA 384


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ kullanım süresi dolmuşsa yangın söndürücü servise gönderilir

Şekil 2.17. Portatif Yangın Söndürücülerin Uçak Üzerindeki Yerleri

SAYFA 385


Y/T:………… REV:


11.9 UÇUŞ KUMANDALARI

SAYFA 386


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1.UÇUŞ KUMANDALARI Bir uçakta 3 eksen üzerinde hareket edilir. Bu eksenler Lateral(yanal), Longitudinal(uzunluk) ve Vertical(dikey) eksenlerdir. Yanal eksen üzerinde yunuslama(pitch),uzunluk ekseni üzerinde yatış(roll) ve dikey eksen üzerinde sapma(yaw) hareketi gerçekleştirilir. Uçağın kumandalar:  

hareketlerini

yapabilmesi

için

kumandalara

ihtiyaç

vardır.

Bu

Ana kumandalar, Yardımcı kumandalar olmak üzere ikiye ayrılırlar.

Kumanda yüzeyleri ve aksamlarının uluslararası standartlara uygun olarak zamanında ve uygun şekilde bakım onarımının yapılması gerekir. Bunun için uçak üreticisi firmalar, mekanizmaların bakımının yapılabilmesi ve parça değişimi için Aircraft Maintenance Manual-AMM (Uçak Bakım El Kitabı) adı verilen dosyalar yayınlarlar. Ayrıca tamir için Structural Repair Manual-SRM (Yapısal Tamir El kitabı) isimli dosyaları yayınlarlar. Yedek parçaların ve monte edilmiş parçaların belli bir mantığa göre numaralandırılmış listeleri vardır. Bunlara da Illustrated Parts CatalogIPC(Tanımlanmış Parçalar Katalogu) denir. Kısacası uçak bakımı için 3 temel dosya olan AMM, SRM ve IPC dökümanlarına uygun şekilde hareket edilmelidir.

Şekil 1.1: Uçaklarda eksenler ve hareketler 1.1. Ana Uçuş Kumandaları Ana uçuş kumandaları uçağa 3 temel hareketi verebilmemizi sağlayan kumandalardır. Üç temel hareket yatış, sapma ve yunuslamadır. Bu kumandaları şöyle sıralayabiliriz:    

SAYFA 387

Aileron(Kanatçık) Elevator(İrtifa dümeni) Rudder(İstikamet dümeni) Birleştirilmiş kumandalar(taileron, elevon, ruddervator gibi) FOR TRAINING PURPOSE ONLY

Y/T:………… REV:


Şekil 1.2: Bir uçağın yapısal parçaları

1.1.1. Roll Ekseni Kumandası”Aileron” Aileronların (kanatçık) görevi uçağa yatış yaptırmaktır. Yatış, kanatların yere paralel olmaması durumudur. Bu durumda uçak hangi kanadı aşağıda ise o tarafa doğru dönmeye başlar. Sağ ve sol kanat ucunda birer tane kanatçık vardır. Ancak büyük jet yolcu ve nakliyat uçaklarında her kanatta ikişer adettir. Bu uçaklar belli bir hızdan sonra kanat uçlarındaki kanatçıklar yerine gövdeye yakın olan kanatçıkları kullanırlar. Kanatçıklar birbirlerine göre ters çalışırlar. Yani sağ kanatçık yukarı kalkarsa, sol kanatçık aşağı iner. Pilot uçağı bir tarafa döndürmek isterse levyeyi o tarafa çekerek-levye yerine kumanda simidi var ise çevirerek- yatış verir. Yatış sırasında yukarı kalkan kanatçık, bulunduğu kanatın hava akımını bozarak kaldırma kuvvetini azaltır. Diğer kanatta ise kanatçık aşağı iner ve kaldırma kuvveti artarak kanadı kaldırır. Aşağı inen kanatçık, yukarı kalkan kanatçıktan daha fazla sürükleme(Drag) etkisi yani ilerlemeye karşı daha fazla direnç gösterir. Bu durumda dönülmek istenen istikametin aksine bir etki gözlenir. Buna Adverse Yaw(Ters sapma) denir. Bunu önlemek için Yaygın olarak üç metot kullanılır:  SAYFA 388

Diferansiyel kanatçık kullanmak: Bu kanatçıklardan aşağı inen, yukarı kalkan kanatçıktan daha az açıyla aşağı iner. FOR TRAINING PURPOSE ONLY

Y/T:………… REV:


Şekil 1.3: Diferansiyel kanatçık yapısı 

Frise tip aileron kullanmak: Bu kanatçıkların menteşeye yakın kısmı aynı kanadın diğer tarafına uzantı oluşturur ve kanadın diğer yüzeyinde de direnç oluşturur. Bu çıkıntı önemlidir.

Şekil 1.4: Frise kanatçık yapısı 

Aileron ve Rudder’ın ortak kullanımı: Kanatçık kumandası verilirken aynı zamanda dönülmek istenen yöne göre gerektiği kadar rudder da döndürülür. Bazı sistemlerde bir mekanizma yardımıyla Rudder ile Aileron ilişkilendirilir. Yani beraber çalışırlar.

Şekil 1.5: Aileron ve rudderın koordineli kullanımı 1.1.2. Pitch Ekseni Kumandası”Elevator-Hareketli Yatay Stabilizer-canard” Elevatorün (irtifa dümeni) görevi uçağa yunuslama(pitch) hareketi yaptırmaktır. Yunuslama, uçağın burnunu kuyruğa göre yukarıya ya da aşağıya getirmedir. Böylece uçak irtifa kazanıp, kaybedebilir. Burun aşağıda ise süzülme ya da alçalma, burun yukarıda ise tırmanış gerçekleşir. Bu kumanda 3 şekilde sağlanır: SAYFA 389


Y/T:………… REV:


Kuyruğun yatay kısmında, bir sabit kısım bir de hareketli kısım vardır. Sabit kısma yatay stabilize (stabilator) denir. Hareketli kısım yukarı çekilirse burun kalkar, uçak tırmanmaya başlar. Aşağı çekilirse burun aşağı iner, uçak irtifa kaybeder.

Şekil 1.6: Sabit yatay stabilize ve elevatorun üstten ve yandan görünüşü.



Tamamı hareketli yatay stabilize kullanılabilir. Bu şekilde elevator aynı zamanda yatay stabilize görevi görür. Örnek olarak Lockheed F-104 savaş uçağını örnek verebiliriz. Bu uçakla birçok ilde müze ya da parklarda karşılaşabilirsiniz. Dikkatle bakarsanız tamamı hareketli yatay stabilize kullanıldığını görebilirsiniz.

Şekil 1.7: Hareketli yatay stabilize ve elevatorun üstten ve yandan görünüşü. 

Canard kullanılabilir. Canard özellikle delta kanat uçaklarda buruna yakın kısma eklenen küçük kanatlara denir. Bu kanatları irtifa dümeni ve yatay stabilize yerine düşünebilirsiniz. Yatay stabilize sabit , irtifa dümeni kısmı hareketli ya da tamamı hareketli olabilir.Canard’lı uçaklara örnek olarak Eurofighter Typhoon ‘ u verebiliriz.

Resim 1.1: Canard yapılı uçaklardan Eurofighter Typhoon SAYFA 390


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1.1.3. Yaw Ekseni Kumandası”Rudder, Rudder Limiter” Uçağın dikey eksen üzerinde sağa ya da sola doğru döndürülmesini yani burnun sağa ya da sola döndürülmesine sapma(yaw) denir. Bunun için kuyruktaki hareketli dik kısım kullanılır.Buna istikamet dümeni(rudder) denir.Kokpitte pedallara basılarak hareket ettirilir.Aşağıdaki şekilde sol pedala basılmış ve rudder sola dönmüştür.Hava akımı sola doğru çıkan rudder üzerinde kuvvet oluşturur ve uçağın burnunun sola doğru dönmesini sağlar.

Şekil 1.8: Sola dönen Rudder uçağın burnunu da sola döndürmektedir Belli bir hızdan sonra rudder’ın sola-sağa döndürülmesi ile hava akımının rudder üzerine oluşturacağı kuvvet rudder’a zarar verebilir. Bunu önlemek için “Rudder Limiter” adı verilen sınırlayıcı bir sistem kullanılır. Bu sistem, kuyruğa yakın bir kısımda hava hızını ölçerek, sınır hıza ulaşılınca rudder’ın döndürülebileceği açıyı sınırlar. 1.1.4. Ortak Kullanılanlar”Taileron,Elevon,Ruddervator” Bu kumandalar birden fazla kumanda yüzeyinin etkisini tek başına gösterebilen kumandalardır: 1.1.4.1. Taileron Hem irtifa dümeni, hem kanatçık etkisi gösterir.Sağ ve sol kısım hem simetrik(aynı şekilde) hem asimetrik(ters şekilde) çalışabilir.Simetrik çalışarak elevator etkisi,asimetrik çalışarak aileron etkisi oluşturur.Zaten Taileron kelimesi de Tailplane(yatay kumanda yüzeyi) ve Aileron(kanatçık) kelimelerinin birleşmesi ile oluşmaktadır. Taileron’lu uçaklara F-16 ve Tornado ‘yu örnek gösterebiliriz.Aşağıda bir Tornado uçağının taileron kısmını aşağıda ve yukarıda pozisyonda görüyorsunuz.

SAYFA 391


Y/T:………… REV:


Resim 1.2: Tornado uçağında taileronlar 1.1.4.2. Elevon Delta kanatlı uçaklarda ana kanatlar ile yatay stabilize yerine büyük bir üçgen şeklinde tek kanat bulunur. Elevon, hem irtifa dümeni(elevator) hem de kanatçık(aileron) görevi görür. Örnek olarak Eurofighter Typhoon’u verebiliriz. 1.1.4.3. Ruddervator Ruddervator yapılı uçaklarda, Dikey stabilize, yatay stabilize, irtifa dümeni ve istikamet dümeni yerine V şeklinde bir kuyruk kullanılır. Rudder ve Elevator kelimelerinin birleşiminin kısaltılması olarak Ruddervator denir.Aşağıda F-117 savaş uçağının Ruddervator kısmı açıkça görülmektedir.

Resim 1.3: F-117 uçağının V şeklinde kuyruk yapısı-Ruddervator

1.2. Yardımcı Uçuş Kumandaları ve Diğer Elemanlar 1.2.1.Yüksek Kaldırma Düzenleri, “Slot”, “Slat”, “Flap”, “Flaperon” lar 1.2.1.1.Slot Düşük hızlarda kontrolü sağlamak için kanat ya da kuyruk yüzeylerinde, hücum kenarı tarafında yarıklar açılır. Bunlara sabit slot ya da fixed slot denir. Bu sayede yüksek hücum açılarında hava akımı yarıktan geçerek kanat üst kısmında da akışın sürmesini sağlar.Böylece uçak süratsiz kalma yani stall(perdövites) durumuyla daha SAYFA 392


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ düşük bir hızda karşılaşır.Slotlu uçaklar genelde yavaş uçuş gerektiren görevler için kullanılır.Planör çekimi,pano çekimi,gözlem amaçlı olabilir.Aşağıda PZL-104 Wilga uçağı görülüyor.Kanat hücum kenarına dikkatle bakınız.Gördüğünüz yarıklar slotlardır.

Şekil 1.9: Slot yapısı ve kesit görünüşü

Resim 1.4: Slotlu uçaklardan PZL-104 Wilga Planör Römork uçağı 1.2.1.2.Slat Kanat hücum kenarının ileriye doğru uzamasını sağlayan parçalara slat denir.Böylece kanat kamburluğu artarak kaldırma kuvveti de artar.Düşük hızlarda uçabilmeyi sağlar.Slotlar uçuş boyunca hep varken,slatlar gerek duyulduğunda kullanılırlar.Yolcu uçaklarında slot yerine slat tercih edilir.Diğer adı hareketli slat(movable slat)dır.

Şekil 1.10: Hareketli Slat kesiti

Resim 1.5: Bir yolcu uçağının açılmış haldeki slatlarının alttan görünüşü 1.2.1.3.Flap SAYFA 393


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Flap kanat alanını ve üst kısmın kavisini artıran böylece kaldırma kuvvetinin de artmasını sağlayan kısımlardır. Ayrıca süzülüşlerde geri sürükleme kuvvetinin (Drag) artmasını sağlayarak uçağı yavaşlatır. Açılma miktarı açılarla ifade edilir. Örneğin ”Flap 10° açık “denir. Yavaş uçuşlarda, kalkış ve inişlerde flap kullanılır. Hücum kenarında veya firar kenarında olabilir. Temelde 4 tip Flap vardır:

Şekil 1.11: Flap çeşitleri

SAYFA 394



Plain Flap (Düz Flap ): Bir menteşe ile kanadın firar kenarına bağlı olup, şekilde gördüğünüz gibi sadece kanadın üst kavisini arttırır.Dışarı doğru uzama yapmaz.



Split Flap (Kaymalı Flap): Bu flaplarda kanat üst kısmında herhangi bir değişiklik olmaz. Alt kısımda ise hava akışını bozacak şekilde Flap aşağı iner.



Slotted Flap (Yarıklı Flap ): Aynı slotlar gibi işlev görebilmesi için flap açılırken dışarıya doğru çıkar ve kanatla arasında bir yarık oluşturur. Yüksek hücum açısında, hava akımı bu yarıktan geçer. Ayrıca Doubleslotted flap (çift yarıklı flap) da bulunur. Bu çeşitte anlaşıldığı gibi iki yarık oluşur.



Fowler Flap: Slotted flap gibi, flap kanattan dışarıya doğru uzar ancak şekilde de gördüğünüz gibi flap kanadın üst kısmıyla bütünleşir. Böylece kanadın hem alanı artarken hem de üst kavisi arttırılmış olur. Böylece daha büyük kaldırma kuvveti ve geri sürükleme etkisi elde edilir. Bu flapların çok parçalı olanları da vardır.



Split-Fowler Flap(Yarıklı Kaymalı Flap): Hem split hem fowler flap özelliği taşır. Birden fazla parçalıdır. Dışarıya doğru kayarak uzanır ve parçalar arasında yarıklar oluşur.Günümüz yolcu uçaklarında yaygın olarak kullanılmakla beraber mekanizması çok parçalı ve karmaşıktır.


Y/T:………… REV:


Şekil 1.12: Split Fowler Flap kapalı ve açık görünüşü 

Kruger Flap: Kanat hücum kenarının alt kısmında bulunur. Bazı uçaklarda bulunur. Örneğin Boeing 727 de kullanılmaktadır.

Şekil 1.13: Kruger Flap yandan görünüşü

Resim 1.6: Kruger Flap açılmış halde yandan ve önden görünüşü

1.

Winglet

2.

Low Speed Aileron

3.

Hight Speed Aileron

4.

Flap track fairing

5.

Krüger flaps

6.

Slats

7.

Three slotted inner flaps

8. Three slotted outer flaps SAYFA 395


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 9.

Spoilers

10.

Spoilers-Air brakes Şekil 1.14: Kanat parçaları hücum kenarı ve firar kenarı düzenleri

Resim 1.7: Flaplar tamamen kapalı, sadece flaplar açık,flaplar ve spoilerler birlikte açık durumları görülüyor

1.2.1.4. Flaperon Flaperon hem kanatçık, hem flap görevi gören kumandadır. Flap ve Aileron kelimelerinin birleşiminden gelmektedir.Ancak kullanılabilmesi için elektronik uçuş kontol sistemlerinin olması gerekir. F-16 şavaş uçağını örnek verebiliriz. 1.2.2. Sürükleme sağlayan düzenler: Spoiler’ler(Kaldırma damperleri-Lift dumper) , Hız Kesiciler(Speed Breakes) Uçaklarda geri sürükleme kuvvetini arttırmak için kullanılan yardımcı kumanda elemanlarından biri spoiler(bozucu)dir. Uçakların çeşitlerine göre sayıları değişmektedir. Kanatların üzerinde bulunurlar ve kapalı konumdayken kanadın üst dış kabuğunun bir kısmını oluştururlar.Açıldıklarında ise hava akımının kanadın üst kısmında akışını bozarak geri sürükleme kuvvetini(drag) arttırırlar.Spoilerlerin diğer adı da kaldırma damperi(lift dumper)dir. Kullanım alanlarına göre üçe ayrılırlar. 1.2.2.1.Flight (Roll )Spoiler (Uçuş/yatış spoileri) Uçuş sırasında aileronlara bağlı olarak otomatik şekilde çalışırlar. Dönülmek istenen tarafa göre o taraftaki spoiler yatış açısıyla uyumlu şekilde açılır. Diğer kanattaki spoiler açılmaz. 1.2.2.2.Speed Brake (Hız Freni/Hız Kesici) Uçuş sırasında yavaşlama isteniyorsa pilot tarafından istenilen ölçüle her iki kanattaki spoilerler açılırlar. Aynı zamanda yatış da yapılıyorsa spoilerler hem flight spoiler hem de speed spoiler mantığıyla çalışırlar. Ancak şekil olarak uçaktan uçağa farklılık gösterebilirler. Örneğin F-16’da yatay stabilizenin gövdeye yakın kısımlarında, SU-27’de kanatlarda değil gövde üzerinde bulunur.Planörlerde ise her iki kanadın hem altından hem üstünden çıkan plakalar şeklindedir. SAYFA 396


Y/T:………… REV:


Resim 1.8: Hava frenlerini açmış bir F-16 nın arkadan görünüşü 1.2.2.3.Ground Spoiler (Yer Spoileri) Yer Spoiler’leri sadece uçak yerde iken çalışırlar. Uçağın yere inmesi ile tüm spoiler tam olarak açılırlar. Böylece maksimum(en fazla) geri sürükleme kuvveti elde edilerek duruş mesafesinin kısaltılması hedeflenir. Resim 1.9’da inişi takiben tüm spoilerlerin açılmış olduğunu görüyorsunuz.

Resim 1.9: İnişi takiben açılan spoilerler 1.2.3.Kanat “Fence” nin Etkileri; Testere Dişli Hücum Kenarları “Leading Edge” Bir uçağı aerodinamik açıdan daha kararlı hale getirmek için kanat hücum kenarına ya da kanadın gövdeyle birleştiği kısma bazı ilaveler yapılır. Kanattan burna doğru bir uzantı eklenebilir , buna “strake” denir.Özellikle savaş uçaklarında kullanılırlar.Strake sayesinde oluşan girdap hava akımının kanattan kopmasını önler ve ek taşıma kuvveti kazandırır.Bu sayede uçak daha küçük tasarlanabilir.Daha küçük bir uçak aynı yetenekteki başka bir uçağa göre daha hafif olacak demektir.F-16 savaş uçağının her iki yanında strake kısmını görebilirsiniz.(Resim 1..10)

SAYFA 397


Y/T:………… REV:


Resim 1.10: F-16 da kokpitin iki tarafında strake kısmının yandan ve alttan görüntüsü Fence(Perde) de aynı şekilde hava akımını özellikle kanatçıklar üzerine yoğunlaştırmak için kullanılan bir diğer yöntemdir. Perdeler kanat hücum kenarının yalnız üst tarafına ya da hem üst hem alt tarafına yerleştirilirler.

Resim 1.11: Kanat Fence profili ve bir Mig-15’in kanadındaki fence’ler Bazı uçaklarda ise aynı amaçla kanat hücum kenarına testere dişi(Sawtooth) şeklinde bir çıkıntı eklenir. Özellikle geriye ok açılı uçaklarda tercih edilmekle beraber günümüz uçaklarında strake’in tercih edildiğini görüyoruz.Sawtooth uygulanan uçaklara örnek olarak F-4 Phantom ‘ u örnek verebiliriz.

Resim 1.12: F-4 Phantom savaş uçağı ve testere dişi kanat hücum kenarı 1.2.4.Vortex Jeneratörleri, “Stall” aksamı “Wedge” veya “Leading Edge” Düzenleri ile Sınır Tabakaları “Boundary Layer” Kumandaları Bir Kanadın hücum kenarına(Leading Edge) çarpan hava molekülleri kanat üzerinden akarken, kanadın yüzeyine paralel şekilde ilerlerler. Buna Laminar(yapraklı) Boundary Layer(Sınır Tabakası) denir.Boundary Layer , hava moleküllerinin yüzeye en yakın geçtiği sınırdır.Hücum açısının(AOA-Angle Of Attack ) SAYFA 398


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ artması ile hava molekülleri kanadın sonuna kadar gitmeden kanat üzerinden ayrılmaya ve türbülans oluşturmaya başlarlar.Bu kısım Turbulent Boundary Layer(Türbülanslı Sınır Tabakası)dır.Türbulanslı hava akımı kanat üzerindeki alçak basıncı bozar,böylece kaldırma kuvveti kaybolur.Geri sürükleme etkisi(Drag) artar.Kanatçık gibi kumanda yüzeyleri kanadın firar kenarında olduğu için ve hava akımı oraya ulaşmadan kanadı terk ettiği için artık uçak kumandalara cevap vermez.Bunu önlemek ya da kumandalar etkisiz hale gelmeden fark etmek için bazı hücum kenarı düzenleri,vortex jeneratörleri ya da kanat yapısında değişikler tasarlanmıştır. Yatay ya da dikey kumanda yüzeyleri geniş olan, geniş kanatlı uçaklarda kumanda yüzeylerine, kanatlara, stabilizelere küçük parçalar yerleştirilir.Bu parçalar, monte edildikleri yere dik şekilde yerleştirilirler.Görevleri, hava girdapları oluşturarak hava akımının kumanda yüzeyini kolaylıkla terk etmesini engellemektir. Kanadın hücum kenarına generator) vortilon da denir.

yerleştirilen

bu

girdap

jeneratörlerine(vortex

Aşağıdaki vortex jeneratörü takılmadan önce ve takıldıktan sonra kanat üzerindeki hava akımının, hücum açısı arttıkça nasıl bir değişim geçirdiğini görüyorsunuz.

Şekil 1.15: Vortex jeneratörü bulunan ve bulunmayan kanat arasında hava akımı farkı

SAYFA 399


Y/T:………… REV:


Resim 1.13: Kanat üzerinde Vortex jeneratörü Kontrol artışı sağlayan vortex jeneratörleri dışında stall strips(stol çubukları) denilen hücum kenarı eklentileri de vardır. Stall strip’leri sayesinde pilot, uçağa yüksek hücum açısında stol olmadan gerekli kumandayı verebilir ve uçağı stol olmadan düzeltebilir. Stol, hava akımının düzgün şekilde kanat üzerinden akmaması durumudur. Stol kanatçıkların bulunduğu kısma geldiğinde artık kumanda yüzeyleri gerekli havadan yoksun kalacağı için kumandalar etkisini kaybeder.Stall strip’ler kanadın gövdeye yakın kısmında hücum kenarına eklenen küçük bir parçadır ve hücum kenarını biraz daha keskinleştirir. Kanadın kök kısmının uç kısmından daha önce stol olması sağlanır. Böylece stol kanatçıklara ulaşmadan algılanır.

Resim 1.14: Kanat hücum kenarında Stall Strip görüntüsü Stol durumunu kanatçıklara ulaşmadan algılamak için uygulanan bir diğer yol da kanat tasarımında değişiklik yapmaktır. Uçak düz bir yerde iken yandan bakıldığında kanadın yere göre açısına “incidence” açısı denir. Kanat tamamen kökten uca aynı incidence açısına sahip olursa, kanadın her tarafı aynı anda stol olur. Bunun yerine kanat uçlarındaki incidence açısı kanat köküne göre daha küçük şekilde yapılır. Kanat sanki burkulmuş gibidir.Ancak bu sayede kanatçıklar stol olmadan önce kanadın kök kısmında stol algılanabilir. Bu şekilde bükülmüş kanatlara Washout ya da Twist denir.

Şekil 1.16: Kanat hücum kenarının incidence açısı 1.2.5.‘Trim Tab’lerin, Denge ve Anti-Denge “Leading Tab” Ler,”Servo Tab” Ler, “Yaylı Tab” Ler, Kütlesel Balans, Kumanda Yüzey “Bias”I, Aerodinamik Balans Panelleri 1.2.5.1. Tab’ ler SAYFA 400


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Uçakların kumanda yüzeylerine çarpan hava fileleri kumanda yüzeyi kumanda sistemine karşı kuvvet oluşturur. Eğer pilot doğrudan kol gücü ile kumanda veriyor ise bu karşı kuvveti yenmesi zor olacaktır. Ayrıca uçak havada yol aldıkça yakıt harcayacak ve hafifleyecektir. Ağırlık merkezi (center of gravity) de geriye doğru kayacaktır. Böylece uçağın burun kısmında yükselme olacaktır. Kısacası seyrüsefer irtifasının değişeceğini görüyorsunuz. Oysa uçakların uçuş planlarında bir bölgeden başka bir bölgeye giderken aynı yolları kullanmaları, aynı yoldaki uçakların çarpışmaması için de farklı irtifalarda uçmaları gerekir. Pilot, hafifleyen uçağın irtifa almasını engellemek için burnun yükselmesini engellemeli, bunun için levyeyi gerektiği kadar ileri itmelidir. Elevator ‘ un üzerine çarpan hava fileleri kısa zamanda pilotun yorulmasına neden olur ve irtifayı sabitlemeyi güçleştirir. Bu amaçla aileron,elevator ve rudder üzerinde küçük kumanda yüzeyleri eklenir.Eğer yatay stabilize hareketli ise stabilize için bir sistem eklenir.Genelde yolcu uçaklarında hareketli yatay stabilize kullanılmaktadır. Tablar kullanım alanlarına göre dörde ayrılırlar: 

Kontrol Tabı



Düzeltme Tabı

(Trim Tab)



Denge Tabı

(Balance Tab)



Anti-Denge Tabı

(Anti-Balance Tab)



Control Tab

(Control Tab)

Büyük uçaklarda uçuş kumandaları hidrolik olarak yapılmaktadır. Ancak yine de kumanda yüzeyleri üzerinden geçen hava filelerinin etkisinden yararlanmak faydalıdır.Aileron yukarı kaldırılırken ,control tab aşağı iner.Control Tab’a çarpan hava fileleri aileronun yukarıda kalmasına yardımcı olur.Böylece kumanda esnasında kolaylık sağlanır.Yapı itibari ile control tabı , kumanda yüzeyine göre ters yöne hareket eder.

Şekil 1.17: Elevator Control Tabı normal, en yukarıda ve en altta konumu Eğer uçakta suni hissetme ve merkezleme mekanizması varsa kumanda bırakıldığı anda kumandalar otomatik olarak ortalanır ve konum nötr durumuna getirilir.

SAYFA 401


Y/T:………… REV:


Şekil 1.18: Uçuş esnasında elevator ve tab’ın hareketi 

Trim Tab

Uçuş sırasında düz uçuşu korumak ya da uçuş öncesi ağırlık merkezi değişimine göre kumanda yüzeylerinin sıfır noktasının(normaldeki pozisyonunun) değiştirilmesi gerekebilir. Bu amaçla Trim Tab kullanılır. Tamamı hareketli yatay stabilizede ise stabilizenin uçağın uzunluk eksenine göre açısı değiştirilerek ayar yapılır. 

Balance Tab

Uçuş kumandalarına yardımcı olmak amacı ile kullanılırlar. Control Tab gibidirler. Ancak Boeing-727 de dış kanatçıklar üzerine yerleştirilmişlerdir. 

Anti-Balance Tab

Anti-balance tab’ları diğer tab’ların tersine kumanda yüzeyi ile aynı yönde hareket ederler. Bu durumda kumanda hareketine devam ettikçe kumanda yüzeyi üzerinde oluşacak ters kuvvetin miktarı da artar. Böylece yüksek hızlarda hızlı ve aşırı kumanda verilmesi engellenir.Düşük hızlarda ise kumanda yüzey alanı artmış olacağından daha iyi bir kumanda sağlanır.Özellikle Rudder üzerinde kullanılırlar.

SAYFA 402


Y/T:………… REV:


Resim 1.15: Çeşitli Rudder’lar ve Tab’lar Bu Tab’ların dışında Pilotun kumanda yüzeyini tab sayesinde kumanda ettiği yani kumandasını doğrudan tab’a verdiği durumlar vardır. Bu durumda ilk kumanda Tab’a verilir.Hava etkisi ile kumanda yüzeyi harekete geçer.İkiye ayrılırlar. 

Servo Tab

Balans Tab’a benzerler. Tab’ın hareketi ile kumanda yüzeyi hareketi ters yönlüdür. 

Anti-Servo Tab

Anti-Balans Tab’a benzerler. Tab’ın hareketi ile kumanda yüzeyi hareketi aynı yönlülür. Kumandayı hissedilir şekilde zorlaştırırlar. 1.2.5.2.Kütle Balance (Mass Balance) Kumanda yüzeylerinin özellikle rudder ve elevatorün stabilizeden taşan dış kısmı menteşe hizasını geçecek şekilde uzatılabilir. Eğer menteşe hizasında sonlandırılıp, menteşenin diğer tarafında karşı ağırlık oluşturulmazsa kumanda yüzeyi şiddetli salınımlara maruz kalır. Bu salınımların şiddeti giderek artar ve kumanda yüzeyinin yerinden ayrılmasına neden olur.Küçük uçaklarda dıştan da görülebilecek şekilde “horn “ adı verilen bir uzantı bırakılır.

Resim 1.16: Rudder ve Elevator’de kütle balans uygulamaları Yolcu uçaklarında ise menteşeden, stabilize içerisine doğru bir uzantı eklenir ancak bu dışarıdan görülmez.

SAYFA 403


Y/T:………… REV:


Şekil 1.18: Büyük uçaklarda Rudder ‘da kütle balans uygulamaları Kanatçıklarda ise kanatçık hücum kenarına bir plaka eklenir.

Resim 1.17: Küçük bir uçakta Aileronda kütle balans uygulaması 1.3. Uçuş Kumanda Yüzeylerinin Balans Ayarı Kumanda yüzeylerinin uçuş esnasında darbeli çalışmaması, titreşim oluşturmaması ve verilen komutun gereğini doğru şekilde ve zamanında yerine getirmesi gerekir. Üretim aşamasında ya da tamir/bakım sonrasında kumanda yüzeylerinin balans ayarının yapılması gerekir. Kumanda yüzeyleri, bağlanacakları yüzeylere menteşe yardımıyla monte edilirler. Eğer menteşe noktasını bir terazinin destek noktası olarak düşünür, kumanda yüzeyinin hücum kenarı tarafı ağırlığı, terazinin bir kefesindeki bir ağırlık; firar kenarı tarafın ağırlını ise terazinin diğer kefesindeki ağırlık olarak kabul edersek, ortaya basit fizik olayı çıkacaktır. Hangi taraf daha büyük momentum oluşturursa,terazinin o kefesi ağır basar.

SAYFA 404


Y/T:………… REV:


Şekil 1.19: Momentum ve denge Şekilden de anlayacağınız gibi teraziyi dengede tutabilmek için düşük momentumlu tarafta ya menteşeye uzaklık(d) mesafesini arttıracağız ya da ağırlığı(m) arttıracağız. D mesafesini arttırmak mevcut bir uçakta kolay kolay yapılamaz ancak Ağırlık eklenebilir.Bunun için kurşun kullanılır.Ağırlık azaltılmak isteniyorsa üretim aşamasında eklenen kurşun plaka üzerindeki belirli noktalardan matkapla delik açılarak hafifletme yapılır.Kurşun ekleme ise Maintenance Manuel dediğimiz bakım dosyalarında belirtildiği şekilde deliklere kurşun dökülerek yapılır. Balans ayarı 2 şekilde gerçekleştirilir: 1.3.1. Statik Balans Ayarı Kumanda yüzeyi durgun ortamda, ağırlık merkezinden askıya alındığında yapılan balanslama “statik balanslama”dır. Normalde kanat kord hattının(hücum kenarıyla firar kenarını birleştiren doğru) ,yer düzlemi ile yaptığı açının 0° olması beklenir.

Şekil 1.20: Kanatçık kord hattı dengede ise yere paraleldir Ancak bazı uçaklarda bu açının 0° den farklı olması istenir. Kumanda yüzeyinin firar kenarının, menteşe hizasından daha yukarıda olması “over balance” olarak isimlendirilir ve kaynaklarda açı değeri (-) ile ifade edilir. SAYFA 405


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Kumanda yüzeyinin firar kenarının, menteşe hizasından daha aşağıda olması “under balance” olarak isimlendirilir ve kaynaklarda açı değeri (+) ile ifade edilir. Örneğin Boeing 737 de kanatçıklar 0,5° over balance durumuna ayarlanır.

Şekil 1.21 : Under ve over balans durumunda kanatçık pozisyonları 1.3.2. Dinamik Balans Ayarı Kumanda yüzeyinin, hareket esnasında ortaya çıkan kuvvetlere rağmen titreşim yapmaması ve kendi kendini balanslayabilmesine “dinamik balans” denir. Ancak unutulmamalıdır ki, dinamik balansın gerçekleşebilmesi için öncelikle statik balanslamanın iyi yapılmış olması gerekir.

SAYFA 406


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 2.UÇUŞ KUMANDALARI ÇALIŞMA SİSTEMLERİ Uçuş ana ve yardımcı kumanda yüzeylerinin pilot tarafından kokpitten kontrol edilebilmesi gerekir. Uçağın,kumanda yüzeyinin büyüklüğüne,sistemin karmaşıklığına, uçağın kullanım amacı ve ekonomik tercihlere göre çeşitli sistemler vardır.Bunlar:     

Manuel/Mekanik Hidrolik Pnömatik Elektrik Joy-stik

2.1. Manuel (Mekanik) Küçük uçaklarda uçağın düşük hızla uçması kumanda yüzeyine çarpan hava filelerinin pilotun kol gücü ile yenebileceği bir kuvvet oluşturur. Bu nedenle ilave bir güçlendirme sistemine ihtiyaç duyulmadan , levye doğrudan metal boru ya da çelik kablolar ile kumanda yüzeyine bağlanabilir.

Control surface output

Pilot input

Control linkage

Control surface Control column

Şekil 2.1: Manuel kumanda sistemi prensip şeması Kablonun dönüş yaptığı yerlerde makaralar üzerinden geçiş sağlanır. Bunun dışında “Bell-Crank” denilen kuvvetin yönünü değiştiren parçalar da kullanılır.”Tork Tüpleri” ise hareketi kendi merkezi etrafında dönerek iletirler.

Şekil 2.2: Tork tüpü SAYFA 407


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ ”Rod”lar ise verilen kumandanın doğrusal olarak aktarılmasını sağlarlar. Bir tüp ve iki ucuna eklenen bağlantı noktalarından oluşur. Bir tarafındaki rod başına diş açılmıştır.Bu sayede rod’un boyu ayarlanabilir.Çok yüksek bir güce maruz kalma durumunda sistemi korumak için tüp üzerine çakılan perçinler kırılır.Bu perçinler özel olarak üretilmiş olup kırılma kuvvetleri bellidir.

Şekil 2.3: Rod başları ve bağlantılar 2.2.Hidrolik Sıvılar, özellikleri gereği sıkıştırılamazlar. Bir giriş kapağı bir de çıkış kapağı olan bir kapta bulunan sıvı yağ sıkıştırılmak istenirse, yağ çıkış kapağını iter. Bu kapak yerine piston(kol) bağlanabilir. Üstelik giriş kapağının yüzeyinde her santimetrekareye uygulanan kuvvet, pistonun bağlı olduğu yüzeyde de aynıdır. Pistonun bağlı olduğu yüzey büyütüldükçe toplam kuvvet de artar. Ancak bunun karşılığı olarak giriş kısmındaki itme mesafesi pistonun çıkma miktarından çok daha fazla olur. Kısacası yoldan kaybeder ,kuvvetten kazanırız.Yollardaki iş makineleri de bu prensibe göre çalışırlar. Basınçlı sıvı prensibine göre çalışan sistemlere hidrolik denir. Hidrolik etkiyi harekete dönüştüren sistemlere Hidrolik hareketlendirici(Hydraulic Actuator) denir. Bazı yerlerde silindir de denilmektedir. Hidrolik sistemlerde sıvıyı basınçlı hale getirmek için ayrıca basınçlandırma ünitesi yani Hidrolik Besleme(Hydraulic Supply) gerekir. Her sistemde olduğu gibi bir kaynak, bir son eleman ve bunların yanında bir de kumanda elemanı gerekir. Bu elemana valf(valve) denir. Görevi açma , kapama , kısma gibi işlemleri yapmaktır.Çeşitli tipleri vardır.Elektrikle kumanda edilebilen valflere “elektro-hidrolik valf” denir.

Hydraulic actuator Hydraulic servo valve Hydraulic Supply

Şekil 2.4: Hidrolik sistem prensip şeması SAYFA 408


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Uçaklarda pilotun kol gücü ile başaramayacağı kumanda işlemleri için hidrolik sistemler kullanır. Pilot hidrolik valfi kablo, çelik tel ya da elektrikle kumanda eder. Valf de pistonun hareketini kumanda eder. 2.3. Pnömatik Pnömatik, basınçlı hava ile çalışan sistemlere denir. Aynı hidrolik sistemler gibi basınçlı hava kaynağı, valf ve hareket sağlayıcılardan oluşurlar. Hava sıkıştırılabildiği için hidrolik sistemler kadar büyük güçler üretemezler. Ancak hidrolik sistemler kapalı devre mantığı ile çalışırlar. Silindire doğru bir sıvı akışı varken aynı zamanda bir de silindirden dönüş akışı vardır.Dönüş tesisatı kurmak gerekir.Oysa pnömatik sistemlerde ,kullanılan hava ortama bırakılır.Kaynağa geri getirilmesine gerek yoktur.Bu ağırlıktan ve yerden tasarruf sağlamaya îmkan tanır. 2.4. Elektrik Kumanda yüzeyini hareket için servo veya diğer tipte motorlar kullanılır. Pilot, elektrik anahtarları(switch) ya da butonlar sayesinde motora kumanda eder. Motorun bağlı olduğu mekanizma da kumanda yüzeyini hareket ettirir. Genelde birçok uçağın Flap açma-toplama mekanizması elektrikle çalışır. 2.5. Joy-stik Gelişen teknoloji ile birlikte uçaklarda uçuş bilgisayarları kullanılmaya başlanmıştır. Uçuş bilgisayarları, bir joy-stik vasıtasıyla pilotun levye kumandasını, pedallara basış şiddetini, uçağın tüm sistemlerini, hız ağırlık ve yakıt gibi verilerini işleyen, bu veriler ışığında uçağa güvenli ve doğru şekilde kumanda edilmesini sağlayan sistemlerdir. Uçuş Kontrol Bilgisayarı(FCC-Flight Control Computer) pilotun komutunu düzeltebilir, uygulamayabilir, uygunsa kumanda yüzeylerine gerekli sinyalleri gönderir. Örneğin, Airbus A-340 da pilot joy-stik ‘ i geriye çekip, çekili vaziyette tutmaya devam etse bile uçuş kontrol bilgisayarı, burnun belli bir açıdan daha fazla yukarı kalkmasını engeller; böylece uçak stol durumuna girmekten kurtulur. Bilgisayar analog veya dijital olabilir. Analog ise verileri analog olarak algılar. Aslında bu elektronik bir devredir. Sonuçları elektriksel sinyallerle elektro-valflere ya da elektrik motorlarına aktarırlar.

Electrical Supply

wire Side-stick controller

Analogue Computer

wire

Electro-hydraulic servovalve Hydraulic Supply

Şekil 2.5: Analog bilgisayarlı uçuş kontrol sistemi SAYFA 409


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Dijital bilgisayarda veriler önce ADC(Analog Digital Converter) Analog-Dijital Dönüştürücü tarafından sayısal(Dijital) hale getirilir. Evimizdeki bilgisayarlar gibi veriler işlenir.Sonuçlar ise DAC(Digital Analog Converter) Dijital-Analog Dönüştürücü devre aracılığıyla kumanda kısmına aktarılırlar. Electrical Supply

A/D

Digital Computer

Digital data bus

D/A

Digital data bus

Hydraulic Supply

Şekil 2.6: Dijital bilgisayarlı uçuş kontrol sistemi Sinyallerin elektriksel olarak taşındığı, bunun için de elektrik kablolarının kullanıldığı kumanda sistemlerine “fly by wire”(kabloyla uçuş) denir. Ancak Elektrik kabloları kendi taşıdıkları sinyaller dışında ortamdan kaynaklanan elektromanyetik sinyallerden etkilenmektedirler. Bu da uçuş güvenliği açısından büyük felaketlere neden olabilir. Bunun önüne geçmek için “fly by light”(Işıkla uçuş) sistemi geliştirilmiştir. Bu sistemde veriler elektriksel sinyal olarak taşınmamakta, analog’dan dijital’e dönüştürüldükten sonra Lojik “1” ve “0” bilgileri ışık yoluyla aktarılmaktadır. Işığı iletmek için cam benzeri yumuşak malzemeden yapılı fiber-optik kablolar kullanılır. Üstelik fiber-optik kablolar üzerinden aynı anda birden fazla bilgi aktarımı mümkündür. Bu, ışığın vericisinde farklı açılar kullanarak ışığın harekete başlatılmasıyla sağlanır.

SAYFA 410


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 3.ÇEVRESEL ETKİLERİN DÜZELTİLMESİ 3.1. Suni Hissetme Uçakların uçuşları esnasında pilotun ani kumanda vermelerini engellemek için suni hissettirme ve merkezleme mekanizması(Feel and Centering Mechanism) kullanılır. Suni hissettirme mekanizması, kumanda esnasında pilota karşı kuvvet göstererek kumandanın etkilerini algılamasını sağlar. Ayrıca kumandaların bırakılması durumunda tüm kumandaları normal (nötr) konumuna getirir. Böylece kumandalar kendiliğinden merkezlenir. Temel olarak üç görevi vardır:   

Pilotun kumandasına karşılık, ters yönlü bir kuvvet hissetmesini sağlar. Pilot kumandaları bıraktığında, kumandaları merkezler. Trim tab’ı olmayan uçaklarda bu görevi de üstlenir.

3.2.Yaw Damper Uçuş esnasında yan rüzgarlar nedeniyle uçağın istikametinden sapmalar yaşanması durumunda bu yolcular için rahatsızlık verici bir hal alır. Bunu engellemek için “yaw damper” sistemi var. Uçağın tipine göre değişmekler beraber 2-3° lik sapmaları otomatik olarak düzeltir.Bunun için rudder’a kumanda eder.Ancak bu düzeltme hareketleri direksiyon pedallarına aktarılmaz.Pilot bu düzeltmeleri hissetmeyebilir.İlk başlarda tek yaw damper sistemi olan uçaklarda artık iki adet tercih edilmektedir.Birisinin bozulması durumunda diğeri devreye girer.

Şekil 3.1: Kokpitteki yaw göstergesi 3.3. Mach Trim Uçaklar hızlandıkça kaldırma kuvvetinin uygulandığı basınç merkezi(center of pressure) uçağın kuyruk kısmına doğru ilerler. Bu durumda uçağın burun kısmı düz uçuş pozisyonundan daha aşağıya doğru yönelir.Bu uçağın irtifa kaybetmesine ve giderek hızlanmasına neden olur. Yolcu uçaklarında belli bir hızdan sonra devreye girerek elevatörleri kontrol eden bir sistem vardır. Bu sisteme “Mach Trim” denir. Mach, ses hızına verilen isimdir.Klasik bir Boeing-727 de 0,615 Mach hızına ulaşılmasıyla birlikte Mach Trim otomatik olarak devreye girer ve uçağın düz uçuşunu korumasını sağlar. 3.4. Dümen Limiter Düz uçmakta olan bir uçakta rudder büyük bir açıyla kumanda edilir ve o açıda tutulursa, uçak çok hızlı bir şekilde önce sapma yapacak ardından baş aşağı şekilde SAYFA 411


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ vida gibi dönerek irtifa kaybedecektir. Bu duruma spin denir. Spin işlemi uçağın gövdesinin aşırı yüklenmesine ve parçalanmasına neden olabilir.Ayrıca yüksek hızlarda rudder’ın gereğinden fazla çevrilmesi rudder’ın kopmasına hatta dikey stabilizenin bile zarar görmesine neden olabilir.Uçağın spine girmesini önlemek ve rudder’ın zarar görmemesi için “Rudder Limiter” sistemi geliştirilmiştir.Rudder Limiter , pilot rudder’ı tamamen çevirmek istese bile buna engel olur.Ancak bunu hıza bağlı olarak belirler. Örneğin Airbus A300-600 serisi uçaklarda 165 Knot(1 Knot yaklaşık 1,8km/s dir.) ve daha düşük hızlarda rudder +/- 30 derece hareket ettirilebilir.250 knot’ta ise bu açı Rudder Limiter tarafından +/- 9.3 derece ile sınırlandırılır. Uçak yerde iken rudder tamamen hareket ettirilebilir.

Şekil 3.2: Kokpitteki yaw damper-mach trim gösterge paneli 3.5. Fırtına Kilitlemesi(Gust Lock) Uçaklar yerde bağlı iken olası fırtına ve sert rüzgarlar kumanda yüzeylerinin kontrolsüz şekilde savrularak zarar görmesine neden olabilir. Bunun için levye ve direksiyonları kilitlemek amacıyla metal çubuk parçalar kullanılarak kumandalar sabitlenir. 3.6. Dengeleme ve “Rigging” Kumanda yüzeylerinin dengeli durması, uçuşun kararlılığı açısından önemlidir. Eğer aileronlardan biri diğerine göre daha yukarıda olursa uçak pilot yatış kumandası vermese bile yatış yapar. Kumanda yüzeylerinin nötr pozisyonlarının ayarlanmasına “Rigging” denir. Dengeleme için daha önce belirttiğimiz gibi ağırlık ekleme ya da çıkarma metodu kullanılır. Kablolarla kumanda sağlanan uçaklarda kablo yapısını oluşturan metal malzeme sıcaklığa bağlı olarak uzama ya da kısalma yapabilir. Bu da montaj SAYFA 412


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ esnasında nötr durumda olan bir kumanda yüzeyinin başka bir sıcaklık altında nötr dışında bir hal alacağını gösterir. Bunun önüne geçmek için bakım dosyalarında ortam sıcaklığı hakkında talimatlar bulunur. Ayrıca montaj esnasında sabitleme yapılmadan, belirtilen süre kadar beklenmesi de istenir. Çünkü parçanın ve montaj yüzeylerinin ortam sıcaklığı ile eşit sıcaklığa ulaşması zaman alır. 3.7. “Stall” Koruma Sistemleri Stall(Perdövites) , uçağın havada tutunabilmesi için gerekli minimum hızın altına düşmesi ya da kanat hücum açısının(Angle of Attack-AOA) uçağın limitlerinin üzerine çıkması durumunda gerçekleşir. Kaldırma kuvvetinin kaybolması ile uçak baş aşağı yönelerek irtifa kaybeder. Bu istenmeyen bir durumdur. Stall durumunu, statik port ve pitot tüpü aracılığıyla algılanan hız bilgisiyle ve özellikle stall’e en önce girmesi beklenen bölgeye yerleştirilen aksamlarla anlamak mümkündür. Geliştirilen önlemleri yapısal önlemler ve uyarı ikaz içerikli önlemler olarak ikiye ayırabiliriz: Yapısal Önlemler: 

Kanat hücum kenarının gövdeye yakın kısmına Stall Strip (Stall çubuğu) denilen üçgen formda bir metal parça takılabilir. Bu parça kanadın aerodinamik yapısını kanat ucundan daha önce stall olacak şekle getirir. Bundan sonra ikaz sistemi devreye girer. Kumandalar hala aktif olduğu için de uçak stall’e girmeden kurtarılabilir.



Kanatın “incidence” açısı kanat ucunda(wingtip) kanat köküne(wingroot) göre daha düşük tasarlanabilir. Gövdeye yakın kısmı daha önce stall’e girer. Bu kanat yapısına burkulmuş”Twisted” kanat denir.



Kanat ucunda kesit olarak düşük hıza uygun form, kanat kökünde yüksek hıza uygun form kullanılabilir.

Uyarı-İkaz İçerikli Önlemler:

SAYFA 413



Stall başlangıcında pilotu durumdan haberdar etmek için levyeyi suni olarak sarsan, titreten sistemler kullanılabilir. Bu sisteme levye sarsıcı (stick shaker) denir.



Pilota uyarı verilmesine rağmen, pilotun düzeltme komutu vermemesi durumunda devreye girerek otomatik olarak levyeyi ileri iten sistemler kullanılabilir. Levye itici “stick pusher” olarak da isimlendirilir.



Ses ya da ışıkla pilotun uyarılmasını sağlayan sistemdir.



Uçuş kontrol bilgisayarları, stall durumunda tüm kumandalara hükmederek uçağı stall’den kurtaracak kumandayı verir.”Fly by wire” sistemli uçaklarda kullanılabilirler.


Y/T:………… REV:


Şekil 3.3: Uçuş kumanda yüzeylerinin yerleşimi

SAYFA 414


Y/T:………… REV:


Şekil 3.4: Yatış kontrol sistemi şeması

SAYFA 415


Y/T:………… REV:


Şekil 3.5: Elevator kontrol sistemi şeması

SAYFA 416


Y/T:………… REV:


Şekil 3.6: Stabilizer kontrol sistemi şeması SAYFA 417


Y/T:………… REV:


Şekil 3.7: Sapma kontrol sistemi şeması (B737 klasik) SAYFA 418


Y/T:………… REV:


Şekil 3.8: Hız frenleri kontrol sistemi şeması (B737 klasik)

SAYFA 419


Y/T:………… REV:


Şekil 3.9: Hız frenleri kontrol sistemi şeması (B737 NG)

SAYFA 420


Y/T:………… REV:


Şekil 3.10: Firar kenarı elemanları kontrol sistemi şeması

SAYFA 421


Y/T:………… REV:


Şekil 3.11: Hücum kenarı elemanları kontrol sistemi şeması (B737 klasik)

SAYFA 422


Y/T:………… REV:


Şekil 3.12: Hücum kenarı elemanları kontrol sistemi şeması (B737 NG)

SAYFA 423


Y/T:………… REV:


11.10 Yakıt Sistemleri

SAYFA 424


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ YAKIT SİSTEMİ 1.YAKIT VE ÖZELLİKLERİ Sözlük anlamıyla odun, kömür, mazot ve gaz gibi ısı enerjisi kazanılmasını sağlayan maddelerdir. Yakıtlar şekilleri itibariyle sıvı, katı ve gaz olarak sınıflandırılırlar. Havacılıkta kullanılan yakıt ise ısı enerjisini kinetik enerjiye dönüşmesine olanak veren bir sıvı maddedir. Sıvı yakıtların elde edilmesi petrolün bulunmasıyla yıllar veren bir evrim sonucu bugünkü halini almıştır. Petrolün keşfi yıllar önce olmuş, fakat yakıt olarak kullanılabileceği uzun yıllar sonra fark edilmiştir. Petrol damıtılarak yeni ürünler elde edilmeye başlandıktan sonra bu ürünlerin kullanılacağı makine sistemleri geliştirilerek insanlık bir sürat çağına geçmiştir. Bütün yakıt çeşitlerinin genel olarak ekonomik olmaları, özgül ağırlıkları, ısıl değerleri, alev noktaları, depolanma kabiliyetleri ve elementer analiz karakteristikleri farklıdır. Yakıt çeşitlerinin bu karakteristikleri kullanım yerlerini çeşitlendirmiştir. Uçak yakıtları karakteristikleri de diğerlerinden farklıdır. Bir uçak yakıtı; 1- Pratik olarak uzun zaman depo edilebilir ve soğuğa dayanıklı olmalıdır. 2- Yapışkan olmamalıdır. 3- Korozyon etkisi yapmamalıdır. Temas ettiği yüzeyleri olmamalıdır. 4- Yeter derecede uçucu olmalıdır. 5- Yanma değeri iyi olmalıdır. 6- Vuruntuya karşı dayanıklı olmalıdır. 7- Artık bırakmadan yanmalıdır. 8- Her an kullanılabilme olanağı sağlamalıdır. 9- Hava ile kolayca ideal biçimde karışabilmelidir. Pistonlu uçak motorlarının yerine daha geliştirilmiş olan jet motorlarının kullanılması, benzinin yerine, jet yakıtının kullanılmasını gerekli kılmıştır. Jet yakıtı, gazyağı türü sınıfından olup ismi "Kerosene" olarak tanımlanır. Jet motoru devamlı bir yanma ile çalıştığından alevlenme noktasının yüksek olması gerekir. Bu da jet yakıtlarında 44 derece(C) civarındadır. Uçaklarımız hava olaylarından kurtulmak, yakıt tasarrufu ve sürtünme gibi bazı etkenlerden dolayı yüksek irtifalara çıkmak zorundadır. Bu yüzden jet yakıtımızın donma noktasının yüksek olması gerekmektedir. Bu donma noktası - 50 derece civarındadır. Ayrıca uçaklarımıza gerekli yakıtı depolayabilmek için uçaklarımızın belirli bölgelerini yakıt tankı olarak kullanmaktayız. Bu sebepten dolayı uçaklarımızda kullandığımız yakıtlar korozyon yapmamalı ve içinde fazla miktarda su bulunmamalıdır. Sivil uçaklarımızda kullanılan jet yakıtı JP 1~ JET-A1 cinsinden askeri uçaklarda ise JP 4 kodlu yakıtlar kullanılmaktadır. Yakıtın birim hacminin kütlesine yakıt yoğunluğu denir. Yakıt yoğunluğu sıcaklıkla ters orantılı olarak değişmektedir. Deniz seviyesinde standart yakıt yoğunluğu; Metrik olarak 0,803 Kg/Lt. İngiliz, Amerikan sistemine göre ise 6,70 Lb/US galondur. Normalde kapasitans esasına göre çalışan yakıt indikasyon sistemi yakıt SAYFA 425


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ yoğunluğundaki değişimleri değerlendirerek yakıt ağırlığının tam olarak indikatörde görünmesi sağlanır. Yakıt miktar indikasyon sisteminin arızalanması halinde uçağa alınabilecek yakıt miktarını öğrenmek istersek tankımızın hacmini ve o andaki yakıt yoğunluğunu öğrenmemiz gerekir. Bunları tespit ettikten sonra aşağıdaki formül uygulanarak uçağa alınabilecek yakıt miktarını tespit ederiz. Tank yakıt miktarı = Tank hacmi x Yakıt Yoğunluğu Kg = Lt x Kg/Lt. Lb = USG x Lb/USG

Uçağa yakıt ikmalinden önce alacağımız yakıtın bazı kontrolleri yapılması gereklidir. Kontrol etmemizin nedenleri; • • • •

JP 1 veya JET A 1 olup olmadığı Pislik ve tortu kontrolü Renk kontrolü Su kontrolü

JP 1 veya JET A 1 olup olmadığının kontrolü ; İkmal tankerinde JP 1 veya JET A ı yazıları olmalı, eğer olmazsa yakıt yoğunlugu ölçülmesi gibi araştırmalar yaparak JP 1 oldugu tespit edilmelidir. Pislik ve tortu kontrolu ; Kavanoz içine konulan yakıt içinde gözle görülen fiziki partiküller ve kavanoz dibinde tortu olmamalıdır. Renk kontrolü; Yakıtımızın rengi beyaz ve renksiz olmalıdır. Su kontrolü; Yakıt içindeki su korozyona, bakteri üremesine, donma sebebiyle bazı arızalara sebep olmaktadır. Bunun için yakıt içinde milyonda otuzdan fazla su bulunmamalı, eğer yakıt içindeki su bu limitlerin dışında ise bu yakıtı uçağımıza ikmal etmemeliyiz. Yakıtta su kontrolü aşağıdaki metotlar uygulanarak tespit edilir. a) Hidrokit metodu Bir kavanoz içindeki yakıta hidrokit maddesi katılır. Oluşan kimyasal olay neticesinde kavanoz dibinde pembe-menekşe bir renk meydana gelirse yakıt içindeki su limit dışıdır. Yalnız hidrokit maddesini rutubetsiz bir yerde muhafaza etmeli ve imalinden 6 ay müddet geçmiş olanlar kullanılmamalıdır. b) Shell dedektörü metodu Şırınga ucuna sarı renkli bir kapsül yerleştirilir. Şırınga ile yakıt çekilir. Kapsül rengi yeşil-mavi-lacivert renge dönüşüyorsa yakıt içindeki su limit dışıdır. SAYFA 426


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ c) Kimyevi kağıt şeritlerle ve pastalarla kontrol metodu Yakıt içerisine sokulan kimyevi şerit ve pastalarda renk değişimi meydana gelmesi yakıt içindeki suyun limit dışı olduğunu gösterir. d) Gözle kontrol metodu Kavanoz içine alınan yakıtta kabarcıklar görünmesi yakıt içinde su olduğunu gösterir. Not :Tankın içinde bakteri oluşmuş ise tank tabanında kırmızı bir renk meydana gelir. Bunu önlemek için yakıt miktarıyla orantılı olarak yakıta "biabor" maddesi ilave edilir. 2.UÇAK YAKIT SİSTEMLERİ Uçak yakıt sistemlerinin gereği ana güç kaynaklarının randımanlı ve güvenilir çalışmasını temin etmek ve bu yolda uçak yakıtının her türlü ortamda kullanı1abilmesi için yakıta pratiklik kazandırmaktır. Her uçak tipine göre amaçları aynı olmasına rağmen değişik yakıt sistem elemanları ile donatılmıştır. Genel olarak uçaklarda iki çeşit yakıt sistemi bulunur. Bunlar ; • •

Yüksek basınç yakıt sistemi Alçak basınç yakıt sistemi

2.1.Yüksek basınç yakıt sistemi Alçak basınç yakıt sisteminden gelen yakıtın basıncını yükselterek kontrollü bir şekilde kullanılmasını sağlamakla beraber konusu gereği "Motor" derslerinde anlatılacaktır. 2.2.Alçak basınç yakıt sistemi Depolardan motor yakıt pompasına kadar olan sistemi içerir. Depolardaki yakıtı performanslı bir şekilde motor yakıt pompasına iletmekle görevlidir. Alçak basınç yakıt sisteminin kullanımını sağlamak için depoların doldurulması, havalandırılması, boşaltılması ve ihtiyaç halinde depoların içerisindeki yakıtın birbirlerine transferini sağlayan sistemlerle takviye edilmişlerdir. Bu sistemin başlıca elemanları Depolar, boru ve bağlantılar, pompalar (Booster pumps), yangın kesme valfleri (Fire Shutoff valf), filtre ve bunlarla ilgili indikasyon sistemleridir. 3.YAKIT DEPOLARI (Fuel Tanks) Uçak yakıt sistemleri için gerekli olan yakıtı depo ederler. Yapıları, sayıları, hacimleri ve uçak üzerindeki yerleri uçağın tipi veya maksadına göre değişir. Depolar içine konulan yakıt ile kimyevi bir reaksiyon geçirmeyecek malzemelerden yapılır. Yakıt tankları uçağın değişik konumlarından ve şartlarından etkilen- memesi için her türlü önlemler alınarak imal edilmişlerdir. Genel olarak uçaklarda iki tip depo kullanılır. 1-Yekpare tip yakıt depoları 2-Torba tip yakıt depoları SAYFA 427


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 3.1.YEKPARE TİP YAKIT DEPOLARI Kanat içi boşluklarının ve kanatların uzantısı olan gövde kısmının yolcu kabini altındaki kısmı yakıt deposu olarak kullanılır. Kanat yapısı metal metale toleranssız bindirme yoluyla yapılmakla beraber, tankın iç yapısı bostiklenerek sızdırmazlık sağlanmıştır. Yakıt tanklarının tazyikli bölmeye rastlayan bölümlerinde yakıt kaçağı olabileceği sebebiyle yakıtın buharlaşıp kabine girmemesi için tankın dış kısmı ''apoxy'' türü boya ile boyanmıştır. Ayrıca tankların tabanında su nedeniyle korozyona ve bakteri üremesine engel olmak için poliüretan ile kaplanmıştır. Yakıt tanklarında yakıtın hava sıcaklığına bağlı olarak yoğunluğunun azalması ile hacminin artması nedeniyle %3'den az olmamak şartıyla bir boşluk bırakılır. Bazı uçaklara yekpare tip yapıda olan trim tanklar ilave edilmiştir. Trim tankların uçaklara yerleştirilmesindeki amaç; uçağın daha uzak mesafelere yakıt ikmali yapmadan, rahat bir şekilde gitmesini sağlamaktır. Ayrıca yine aynı maksatla kul1anılmak üzere axuiliary tanklarda uçaklara yerleştirilmiştir. 3.2.TORBA (KAUÇUK) TİPİ YAKIT DEPOLARI Bu tip depolar uçaktaki hazırlanmış özel yerlerine yerleştirilip etrafından iplerle bağlanmışlardır. Depolar kauçuk esaslı olup diğer tip depoların yapmış olduğu görevleri yerine getirmekle beraber, bazı uçakların uçuş menzilini arttırmak için, uçaklara ilave edilirler. 4.TANK KONTROL KAPAKLARI (FUEL ACCESS DOOR) Bakım maksatlarıyla yakıt tanklarına girilmesine kolaylık sağlarlar. Kapakların alt kısımlarındaki contalar yakıt sızdırmazlığını temin eder. Aynı zamanda bazı kapaklar ise yakıt miktar ölçme sistem elemanlarını üzerlerinde taşırlar. Bakım maksatlarıyla tanklara girilmesi gerektiğinde emniyet kurallarına uyulması, naylon ve yünlü elbiselerle tanklara girilerek meydana gelebilecek statik elektriğinde yakıt buharıyla birleşerek yangına sebebiyet vermemesi için pamuklu (Cotton) elbiseler kullanılması temel prensiptir. 5.CHECK VALF (BAFFLE CHECK VALVE) Tankların içerisine monte edilmiş olan bu valfler yakıtın gövde tarafına doğru geçmesine müsaade edip, diğer tarafa akışına müsaade etmezler. Uçağın dengesinin bozulmaması ve booster pompalara uçağın her türlü konumunda pozitif akış sağlayan bu valfler baffle check valf veya flap valf olarak uçak tiplerine göre değişik isimlerle adlandırılırlar. 6.YAKIT BORULARI Yakıtın depolarda motor besleme sistemine iletilmesine, ayrıca yakı- tın ikmali, boşaltılması, transferi, havalandırılması gibi işlevleri yerine getirilebilmesi için yakıt sistemini birbirlerine borularla irtibatlandırmıştır. Yakıt boruları tank içerisinde ve tank dışarısında olmak üzere iki kısımdan teşekkül eder. 6.1.Tank içerisindeki yakıt boruları Yakıt ikmal, boşaltma, transfer ve havalandırma gibi işlemlerin yapılabilmesi SAYFA 428


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ için kullanılan bu borular kanat esnemelerine müsaade edecek şekilde alüminyum alaşımlarından yapılmıştır. Bu bağlantılar (Gamah Coupling) el torkuyla sıkılır ve tel emniyeti yapılmaz. 6.2.Tank dışarısındaki yakıt boruları Tanklardan motorlara kadar yakıtın iletilmesini sağlayan bu borular çelik alaşımlı olup, borularda meydana gelebilecek kaçakları toplamak için alüminyum shroud içerisine alınmıştır. Tazyikli bölümden geçen borular tek parça halinde yapılmış olup, ayrıca pylondan motorlara yakıtı ileten ısıya dirençli esnek borular kullanılmıştır. 7.ALÇAK BASINÇ YAKIT SİSTEM POMPALARI Eski uçaklarda yakıt depoları motorlardan daha yükseğe konularak, ya- kıtın motorlara gelmesi kendi ağırlığı ile olurdu. Fakat uçak irtifaları artınca yüksek irtifalarda yakıt borularında buhar kilitlenmelerine sebep vermemek ve depoların motorlardan daha düşük seviyede olması sebebiyle motorların beslenmesi için yakıtı basınçlı olarak gönderme ihtiyacı duyulmuştur. Basınçlı olarak yakıtı gönderme işlevini alçak basınç yakıt sisteminde Booster Pompalar yerine getirmektedir. Elektrik motorlu ve sabit hızlı olan bu pompaların görevleri şunlardır. 1-Tanktaki yakıtı basınçla motorlara gönderir. 2-Yakıtın içerisindeki buharı ayırır. 3- Yerde yakıt sisteminin test veya kaçak kontrolü yapılmasını temin eder. 4- Motor pompasının arızalanması halinde motor sistemine gerekli yakıt basıncını sağlar. 5- Yerde yakıtın boşaltılmasında ve transferinde yardımcı olur. 6- Havada yakıtın boşaltılmasında yardımcı olur. Booster pompalar bazı özelliklerinden dolayı değişik isimlerle adlandırılırlar. Bunları şu şekilde sıralandırabiliriz. Ac Booster Pump; 115 AC, 3 faz Start Pump ; 28 V DC Seri Booster Pump; Aynı hatta iki pompa arka arkaya bağlanmış olduğundan çıkış basıncı iki katına ulaşır. Override Booster Pump; Pompanın impeller açısının farklı olması nedeniyle çıkış basıncı yüksektir. Booster pompalar uçaktaki yerleri itibariyle üç değişik konumdadır. 1- Motor ve pompa tank içinde olan booster pompalar 2- Motor tank dışarısında, pompa tank içerisinde olan booster pompalar. 3-Motor ve pompa tank dışarısında olan booster pompalar. Booster pompalar THY filosundaki uçaklarda tamamen tank içerisinde veya tank dışarısında olmak üzere dizayn edilmişlerdir. SAYFA 429


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 7.1.TANK İÇERİSİNDE OLAN BOOSTER POMPALAR Bu pompalar tamamen yakıt içerisinde olup yağlama,ve soğutulması basınçlandırdığı yakıt ile sağlanır. Pompa depodan aldığı yakıtı pompanın impelleri vasıtasıyla santrifüj etkisi yaratır ve yakıt ağırlığı ile çevreye dağıtılır. Hafif olan yakıt buharı merkezden pompanın içerisine girer ve pompa ile motoru soğuttuktan sonra havalandırma sistemiyle atmosfere atılır. Bu pompalar AC akımla çalışırlar. Tank içerisinde olup ta DC akımla çalışan pompalarda (Start Pump) vardır. Bunların soğutulması sadece yakıt içerisinde olmasıyla olur. AC pompalardaki gibi pompa içerisine yakıt sokulmaz. Çünkü bu pompalar fırça tip motor ile tahrik edildiğinden spark nedeniyle yangın tehlikesi olabilir. Bu pompalar kısa müddetlerle çalıştırılırlar. 7.2.TANK DIŞARISINDA OLAN BOOSTER POMPALAR Bu tip pompalar tank dışarısında olup, tanktan bir boruyla aldığı yakıtı motor besleme sistemine basınçlı olarak gönderir. Diğer özellikleri bakımından, diğer tipteki booster pompalarla aynı özellikleri yerlerine getirirler. 8.CHECK ve BYPASS VALFLER Booster pompa yakıt manifold hatlarında check valf ve bypass valfler mevcuttur, Check valfler : Ait olduğu booster pompa çalışmadığı zaman diğer boosterlerin basmış olduğu yakıtın pompaya geri gelmesine mani olur. Ayrıca pompa söküldüğünde yakıtın akmasına engel olur. ByPass valfler :Ait olduğu booster pompa çalışmadığında veya arızalandığında motor pompası ile yakıtın sisteme geçişine müsaade eder. Booster pump removal valf :Booster pompa emiş hattına yerleştirilen bu valfler pompanın sökümü takımı esnasında yakıtın akmasına mani olur. Manuel olarak açılıp, kapatılabilir. 8.1.YANGIN KESME VALFLERİ (FUEL FIRE SHUTOFF VALVE) Her motor için birer adet bulunan bu valflere pilot kabininden mekaniki olarak kumanda edilirler. Valflerin çalıştırılması değişik uçak tiplerine göre elektriki ve mekaniki olarak kablo sistemi ile yapılmaktadır. Valfler açık ve kapalı olmak üzere iki pozisyonludur. Uçaklarımızda bulunan bu valfler motor ve APU yangın kesme valfi olarak iki çeşittir. 8.2.MOTOR YANGIN KESME VALFİ (ENGINE FUEL FIRE SHUTOFF VALVE) Motor yakıt besleme hattında bulunan bu valf normalde açık konumdadır. Herhangi bir yangın anında veya bakım nedeniyle kapatılmasıyla motorlara yakıtın gitmesini engellemiş oluruz. Engine Shut off valve bazı uçaklarda elektriki bazılarında ise mekaniki çalışan kablo-makara sistemiyle kumandalıdır. Valflerin yapısında bulunan Relief valfler manifoldlarda basınç artması durumunda yakıtın tanka dökülmesini sağlar. 8.3.APU YANGIN KESME VALFİ (APU FUEL FIRE SHUTOFF VALVE) APU Shut Off valf genelde elektriki kumandalı normalde kapalı konumdadır. SAYFA 430


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Valfin açılması APU sivicine kumanda edilerek sağlanır. APU da yangın çıkması halinde APU'ya yakıtın gitmesini engellemek için değişik uçak tiplerine göre çeşitli bölgelerden kumanda edilebilen siviçlerle APU Shutoff valfinin kapatılması sağlanır. Valfin yapısındaki relief valfler manifoltda basıncın artmasıyla açılarak yakıtın tanka dökülmesini sağlarlar. 9.YAKIT İKMAL SİSTEMİ (FUEL FILLING SYSTEM) Uçak motorlara gerekli olan yakıtın temini için yakıtın depolara doldurulma işlemidir. İkmal sistemi; ikmal paneli, yakıt ikmal adaptörleri, yakıt ikmal vafleri ve otomatik kapatma siviçleri ile indikatörlerinden ibarettir. Uçaklara yakıt ikmali veya boşaltılması esnasında dikkat edilecek çok önemli bir husus vardır. Bu Tanker ile uçağın statik elektrik bağlantısının yapılmasıdır. Çünkü statik elektrik; yakıt hatlarında yakıt akışıyla, uçuş sırasında ve yerde uçak üzerinde hava akımı nedeniyle oluşabilir. Kontrolsüz iletişimi nedeniyle oluşabilecek ark ve kıvılcım ile yangın tehlikesi meydana gelebilir. Onun için tanker topraklama kablosu; uçağa ilk önce bağlanmalı ve en son sökülmelidir. Uçağa yakıt ikmali esnasında dikkat edilecek hususlar : 1- Kapalı yerde ikmal ve boşaltma yapılmamalıdır. 2- İkmal ve boşaltma anında APU veya motor çalıştırılmamalıdır. 3- Yakıt sızıntısı yapan Tanker ve hortum kullanılmamalıdır. 4- İkmal sırasında yangın söndürücüler bulunmalıdır. 5 -Sigara içilmemelidir. 6- İkmal sırasında çivili ayakkabı giyilmemelidir. 7- Kibrit ve yanıcı maddeler elbise üzerinde taşınmamalıdır. 8- Radyo, radar ve elektrik kumanda sw.'leri açılmamalıdır. 9- İkmal aracı uçağa uygun durumda yanaşmalı ve aracın ekzost çıkışı kontrol edilmelidir. 10- İkmalden önce yakıt cinsi ve su kontrolleri yapılmalıdır. 11- Gece yakıt ikmalinde aydınlatma yeterli olmalıdır. 10.YAKIT İKMALİ (FUEL FILLING) Uçaklara yakıt ikmali iki şekilde yapılmaktadır. 1-Basınçlı yakıt ikmali 2-Dökme (Gravity) yakıt ikmali 10.1.BASINÇLI YAKIT İKMALİ Basınçlı yakıt ikmali kanat altında bulanan ikmal panellerinden yapılır. İkmal panelinde ikmalin yapılabilmesi gerekli yardımcı elemanlar bulunmaktadır. İkmal işlemi için tanker uçağa uygun konumda yanaştırıldıktan ve gerekli önlemler alındıktan sonra, tanker hortumu ikmal adaptörüne bağlanır. Hangi tanklara ikmal yapılacaksa o tankların fill vafleri elektriki veya manuel olarak açılır. İkmal başlatıldığında, tankerin basınçlı olarak sevk ettiği yakıt ile depolara yakıt ikmali sağlanır. Tanklar eğer tam doldurulacaksa tankların içerisinde bulunan otomatik yakıt kesme sw.'leri sayesinde tank tam dolduğunda bu sw.'ler fill valfleri kapatarak ikmali sona erdirir. Fakat tam doldurulmayacak ise indikatörde istediğimiz miktarda yakıt SAYFA 431


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ elde

edilince

yakıt

alma

işlemini

sona

erdiririz.

Resim 1.1:Yakıt ikmal paneli Basınçlı yakıt ikmali kanat altında bulanan ikmal panellerinden yapılır. İkmal panelinde ikmalin yapılabilmesi gerekli yardımcı elemanlar bulunmaktadır. İkmal işlemi için tanker uçağa uygun konumda yanaştırıldıktan ve gerekli önlemler alındıktan sonra, tanker hortumu ikmal adaptörüne bağlanır. Hangi tanklara ikmal yapılacaksa o tankların fill vafleri elektriki veya manuel olarak açılır. İkmal başlatıldığında, tankerin basınçlı olarak sevk ettiği yakıt ile depolara yakıt ikmali sağlanır. Tanklar eğer tam doldurulacaksa tankların içerisinde bulunan otomatik yakıt kesme sw.'leri sayesinde tank tam dolduğunda bu sw.'ler fill valfleri kapatarak ikmali sona erdirir. Fakat tam doldurulmayacak ise indikatörde istediğimiz miktarda yakıt elde edilince yakıt alma işlemini sona erdiririz. Uçak yakıt sisteminde 115 AC ve 28 V DC elektrik akımı kullanılır. Tankların içerisindeki yakıt miktarı elektrik akımı mevcutken indikatörlerden, elektrik akımı olmadığında veya sistem arızasında yakıt miktarı yakıt ölçme çubuklarıyla temin edilir. 10.2.DÖKME YAKIT İKMALİ (Gravity Filling) Basınçlı yakıt ikmali mümkün olmadığı hallerde gravity yakıt ikmal sistemi kullanılır. Her iki kanat tankları üzerinde bulunan kilitli ikmal kapakları ve bu kapakların altında yabancı maddelerin yakıt tankına girmesini önleyen bir tel filtre mevcuttur. İkmal için, tanker uçağa uygun bir konumda yanaştırıldıktan ve gerekli ikmal önlemleri alındıktan sonra ikmal kapağı açılarak tanker hortumu bağlanır. Böylece tankerden gelen yakıt ile ikmal işlemi yapı1ması temin edilmiş olur. Tanka alınan yakıt miktarı indikatörlerden eğer bu sistern çalışmıyor ise kanat altlarında bulunan ölçme çubuklarından tespit edilir. Bu metot ile sadece kanat tanklarına yakıt ikmali mümkündür. Diğer tanklara yakıt ikmali için kanat tanklarından transfer yapılarak yakıt ikmali sağlanır. Not; Bu metod ile yakıt ikmalinde kanat tankları arasındaki ilgili uçağın bakım el kitabında yazılı yakıt miktar farklılık limitlerine uyulması gereklidir. 11.YAKIT TRANSFER SİSTEMİ Uçak yerde iken bir tanktaki yakıtın diğer bir tanka aktarılma işlemine yakıt transferi denir. Yakıt transferi tanklar arasındaki yakıt transferini sağlamak amacıyla ve tanktaki bakım sebebiyle yakıtın başka bir tanka aktarılmasında kullanılır. Yakıt transferi genelde yerde yapılmakla beraber bazı uçak tiplerinde belirli tanklar SAYFA 432


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ arasında yakıt transferi havada da yapılabilmektedir. Yakıt transfer sisteminde uçağın dengesinin bozulmaması için tanklar arasındaki yakıt farkları ilgili uçağın bakım el kitabında yazılı limitler içinde olması gereklidir. 11.1.ÇARPRAZ BESLEME SİSTEMİ (CROSS-FEED SYSTEM) Normal olarak her motor kendi tankında veya merkez tanktan beslenirler. Fakat tanklar arasında balanssızlık veya tanka ait boosterlerin çalışmaması halinde her iki motorun aynı tanktan beslenmesi gerekebilir. Uçak yakıt sisteminde böyle bir engeli ortadan kaldırmak amacıyla besleme sistemlerini birbirlerine bağlayan çapraz besleme sistemi kullanılmıştır. Bu sistemin ana elemanı cross-feed valve dir.

Resim 1.2: Yakıt sistemi kumanda paneli Bu valflere kumanda sistemi uçak tiplerine göre değişik olup mekaniki olarak kablo sistemiyle veya elektriki olarak pilot kabininden kumanda edilebilmektedir. Başlıca görevleri şunlardır. 1- Başka bir tanktan diğer bir tankı beslemede besleme sistemlerini birbirlerine bağlar. 2- Yakıt tanklarındaki her hangi bir bakım amacıyla veya tanklar arasındaki yakıt dengesini sağlamak için yakıtın diğer tanka aktarılmasında kullanılır. 3- Yakıt tanklarının boşaltılması esnasında kullanılır. 12.YAKIT HAVALANDIRMA SİSTEMİ (FUEL VENT SYSTEM) Yakıt tanklarının havalandırılmasını sağlayan bu sistemde kanat tanklarının uç kısmında kanat havalandırma sistem borularına bağlı havalandırma kutusu (Vent Box) mevcut olup, bu havalandırma kutusu atmosfere açıktır. Tankların havalandırılmaları bu vent box'lar sayesinde temin edilir. SAYFA 433


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Havalandırmanın amacı; 1- Uçağın her türlü konumunda tanktaki yakıt üzerinde pozitif bir basınç sağlayarak booster pompaların verimli çalışmasını sağlar. 2- Tanklara ikmal ve boşaltma esnasında alınan yakıt kadar havanın dışarı çıkması veya boşaltılan yakıt kadar havanın tanka girmesine imkan vererek depoların deforme olması önlenir. 3- Yakıt ikmal sistemindeki arıza halinde yakıt vent box'lar dan akarak tankların hasarlanmalarını önler. Tanklar tamamen doldurulduğu halde tankda % 2 kadar bir boşluk bırakılır. Tanklarda bırakılan bu boşluk sıcaklık nedeniyle yakıt yoğunluğunun azalıp hacminin artması durumunda yakıtın taşmamasını sağlar. Uçaklara yakıt tanklarının uçağın her konumunda havalandırılmasını temin için değişik isimler altında bazı valfler konmuştur. Bunlar Climb Vent Float, Descent vent Valve ve Vent Drain Float valve gibi isimlerle adlandırılır. 12.1.HAVALANDIRMA KUTULARI (VENT BOX) Hangi tip havalandırma sistemi olursa olsun; kanat uçlarında Tankların havalandırma sistem borularının bağlı olduğu havalandırma kutuları mevcuttur. Bu Vent Box; havalanma boruları ile havalandırma kutusuna giren yakıtın atmosfere atılmaması için özel bir yapıya sahiptir. İçindeki dikine duran bir boru; atmosfer ile kutunun ilişkisini temin ederken kutu içine havalandırma sırasında giren yakıt da check valfli bir boru ile depoya sevk edilir. 13.YAKIT BOŞALTMA SİSTEMİ (FUEL DEFUELING) Uçak yakıt tanklarındaki yakıtın boşaltılması iki şekilde yapılır. 1-Yerde boşaltma 2-Havada boşaltma (Emergency Boşaltma) 13.1.YAKITIN YERDE BOŞALTILMASI Yakıt depolarının periyodik olarak veya tamir bakım gibi nedenlerle kısmen veya tamamen boşaltılmasıdır. Defueling ve Sump Drain Valve bu sistemde kullanılan elemanlardandır.

SAYFA 434


Y/T:………… REV:


Şekil 1.3: Booster pump Yakıtın yerde boşaltılması üç şekilde yapılmaktadır. 1-Booster pump metodu 2- Emiş metodu 3- Booster pump ve emiş metodu 13.1.1.Booster Pump metodu Yakıt pompalarda basınçlandırılarak ikmal manifolduna, ikmal manifoldundan da tankere sevk edilerek yakıtın boşaltılması sağlanır. 13.1.2.Emiş metodu Bu metodda boşaltılacak tankın fill valfi açılarak yakıt tanker pom- pasının emişiyle tankere sevk edilerek yakıtın boşaltılması temin edilir. 13.1.3.Booster pomp ve emiş metodu Bu metod yukarıda anlatılan her iki metodun birlikte kullanılması, ile gerçekleşir. Böylece yakıt boşaltma işini daha kısa zamanda gerçekleştirmiş oluruz. 13.2.YAKITI HAVADA BOŞALTMA SİSTEMİ (DUMP SYSTEM) Uçağın kalkışından sonra, acil durumlarda hemen inmesi gerekirse, bazı uçaklar kalkmış oldukları ağırlıklarla inememektedirler. Acil olarak inmesi gereken uçağın iniş ağırlığını düşürmek için, yakıt tanklarındaki yakıtın bir kısmını havada uygun bir sahaya boşaltma işlemine dump sistemi denir. Bu sistemi uygulamakla uçağımızın kanat bağlantılarının ve dikmelerinin aşırı zorlanmasını önlemiş oluruz. 14.YAKIT İNDİKASYON SİSTEMLERİ Sistemin amacı uçağın her türlü konumunda, yerde ve havada yakıtla ilgili ikaz SAYFA 435


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ ve indikasyonların öğrenilmesi bunlara göre gerekli önlemlerin alınmasıdır. Bu indikasyonların pilot kabinine ve kontrol paneline basınç ve indikatör saatleri, miktar ve ısı hissedicileri, alçak basınç ikaz sw.'ler; gibi elemanlarla iletilmesi sağlanmıştır. Yakıt sisteminde yakıt miktar, yakıt ısı ve alçak yakıt basıncı gibi yakıt indikasyon sistemleri kullanılmıştır.

14.1.YAKIT MİKTAR GÖSTERGE SİSTEMİ (FUEL QUANTITY INDICATION SYSTEM) Yakıt sistemindeki yakıt miktarının öğrenilmesini sağlayan bu indikasyon sistemi iki kısma ayrılır. 1- Kapasitör tip 2- Alternate tip 14.1.1.KAPASİTÖR TİP Sistem her bir tank için yeterli tank ünit-prop ve konpansatör ünit-prop'lar la birlikte ikmal panelinde ve pilot kabininde her tanka ait birer indikatör ve bazı uçaklarda toplam yakıt miktarını gösteren indikatörden ibarettir. Tank içerisindeki yakıt miktarı yakıtın ve havanın elektrik akımına karşı gösterdikleri yalıtkanlıklarına göre indikatöre elektriki bir kapasitans değeri gönderirler. Tank içerisindeki probun bulunduğu bölgede yakıt yoksa indikatör “0” gösterir. Yakıt seviyesi yükseldikçe yakıtın havaya nazaran daha iletken olması geçen elektrik akımını artıracak, bu voltaj indikatör içerisindeki amplifier tarafından yükseltilecek ve indikatör motoru çalışarak yakıt miktarı indikatörde görülecektir.

Resim 1.4: Yakıt göstergeleri SAYFA 436


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ İndikatörler kapasitans değerleri toplamını değerlendirerek tankdaki yakıt miktarını ağırlık olarak gösterir. Fakat bu ağırlık standart yakıt yoğunluğuna göre hesaplanmıştır. Uçaklar değişik hava şartlarında çalışmakta olduğundan hava şartlarına göre yakıt yoğunluğu da değişeceğinden indikatörlerde yanlış değerler göstermesine sebep olur. Böyle hatalara sebebiyet vermemek için tankların içerisine kompansatör unit-prop'lar ilave edilmiştir. Bu proplar yakıt yoğunluk değişimini değerlendirerek indikatörlere hatasız ve doğru yakıt miktarının gösterilmesini sağlamışlardır. Yakıt tankları içerisinde bulunan proplardan gelen yakıt miktar bilgisi, pilot kabinindeki master indikatörlerde ve ikmal panellerine dizayn edilen, onların tekrarlayıcısı olan repeater indikatörlerde okunabilir. Yakıt miktar sistemini test etmek için test switch'ini "TEST" konumuna aldığımızda mekaniki indikatörlerde ibre "sıfır"'a doğru hareket eder. Switch bırakıldığında tanktaki gerçek değer indikatörde görülür. Digital indikatörlerde ise; switch "test" konumuna alındığında "8" rakamları çıkar. Switch bırakıldığında tanktaki gerçek değer indikatörde görülür.

14.1.2.ALTERNATE TİP Uçak yerde iken kapasitör sisteminin arızalanması halinde yakıt miktarının öğrenilmesini sağlayan bu sistemde ölçme elemanları kanat alt yüzeyine monte edilmişlerdir. Tankların alt yüzeylerinde bulunan bu ölçme çubukları normalde kilitlidirler. Ancak kilitten kurtarıp çekildiklerinde bulundukları tanktaki yakıt miktarını uçak tiplerine göre kg., lb., lt. veya galon olarak ölçme çubuğundaki taksimatlandırılmış skalada görebiliriz. Bu ölçme çubukları uçaklardaki tank miktarına ve hacmine göre uygun miktarda bulunur. Uçak tiplerine göre Dripless stick (akıtmaz) ve Dripstick (akıtan) olmak üzere iki çeşit ölçme çubukları vardır. Yakıt akıtmaz tip olan bu ölçü çubuğu tank içerisinde dikine duran anti manyetik boru içerisinde ve üst ucunda bir mıknatıs mevcuttur. Anti-manyetik borunun dışında yakıt seviyesine göre yüzen bir şamandıra ve boruyla temas yüzeyinde mıknatıs bulunur. Ölçme çubuğu kilitten kurtarılıp aşağı çekilir. Bu esnada ölçme çubuğunu mıknatısı ile şamandıra mıknatısı karşılaştığında ölçme çubuğu sabitlenir. Bu konumda ölçme çubuğunun kanat alt yüzeyi hizasına gelen değer çubuk üzerinden okunur. Inclinometer denilen uçağın pozisyonunu gösteren çizelgede uçağın o anki konumunu belirleriz. İlgili uçağın bakım el kitabında hazırlanmış çizelgelerden daha önce elde ettiğimiz bu iki değeri bakım el kitabındaki çizelgede karşılaştırarak tanktaki yakıt miktarını tespit etmiş oluruz. Yakıt akıtan tip olan bu ölçme çubuğu kilitten kurtarılıp aşağı çekildiğinde çubuğun üst ucundan giren yakıt çubuğun altındaki delikten akmaya başladığında kanat alt yüzeyi hizasındaki çubuk üzerindeki değer okunur. Inclinometer denilen uçağın pozisyonunu gösteren çizelgede uçağın o anki konumunu belirleriz. İlgili uçağın bakım el kitabında hazırlanmış çizelgelerden daha önce elde ettiğimiz bu iki değeri bakım el kitabındaki çizelgede karşılaştırarak tanktaki yakıt miktarını tespit etmiş oluruz. Akıtan veya akıtmayan ölçme çubuklarıyla yakıt miktarını tespit ederken dikkat edilmesi gereken hususlar şunlardır. SAYFA 437


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1- Uçağın yerde olması gerekir. 2- Yakıt ikmali veya boşaltılması bitmiş olmalıdır. 3- Ölçüm esnasında uçağa yükleme ve boşaltma yapılmamalıdır. 4- Ana dikmenin parlak kısımları ve tekerlek havaları eşit olmalıdır. Bu unsurlar gerçekleştiği anda kanat ucundan başlayarak ölçme yapmaya imkan veren çubuktan ölçme yapılır. Daha sonra uçağın gövde yapısında bulunan ve üzerinde uçağın kanat yukarı, kanat aşağı ve burun yukarı burun aşağı konumunu gösteren inclinometer adlı çizelge ile uçağın pozisyonu belirlenir. İlgili uçağın bakım el kitabında bulunan elde edilen bu değerlere göre hazırlanmış olan çizelgelerde o anda tespit ettiğimiz değerleri karşılaştırarak tanktaki yakıt miktarını tespit etmiş oluruz.

SAYFA 438


Y/T:………… REV:


11.11 Hidrolik Güç

SAYFA 439


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1. HİDROLİK SİSTEMLER 1.1. Uçak Hidrolik Sistem Elemanları Sıvıların özelliklerinden faydalanılarak insanların bulunamayacağı yerlerdeki, insan gücünün yetmediği işleri kolay ve güvenilir olarak yapan makine ya da ünitelerin bir araya getirilmesi ile oluşan sistemlere hidrolik sistem adı verilir. Kullanılan sıvı hidrolik yağıdır. Şekil 1.1’de basit bir hidrolik devre gösterilmektedir.

Şekil 1.1: Basit bir hidrolik sistem şeması 1.1.1. Hidrolik Depolar Depolar sistemin çalışması için gerekli olan sıvıyı muhafaza ederler. Sistemde meydana gelebilecek kaçakların karşılanabilmesi için bir miktar fazla sıvıyı alabilecek hacimde imal edilirler. Aynı zamanda sistemden geri dönen sıvıya durgun yer temin ederek sıvının soğumasını sağlar. Uçak sistemlerine göre farklılık gösterirler. Yerleşim yeri dahi uçağa göre değişiklik gösterebilir. Depo üzerinde sıcaklık ve miktar sensörleri, ikmal ve boşaltma portları bulunur. Şekil 1.2. de hidrolik depo gösterilmektedir. Modern yolcu uçaklarındaki hidrolik sistemlerde genelde SKYDROL 500 B-4 tipi yağ kullanılır. Sistem depolarının yağ ikmalleri, sistem basınçsızken, basınçlı ya da basınçsız olarak yapılır. İkmal öncesinde kullanıcılar nötr pozisyonuna alınmalı, bazı uçaklarda da akü basıncı dahi azaltılmalıdır. Hidrolik sistemde diğer kullanılabilen yağlardan bazıları şunlardır: LD-4, Chevron-4, Hyjet-4,Monsento-4, Nsa 307-110. Her depo üzerinde bir seviye göstergesi (sight gage) bulunur. Depo ikmal ve diğer bakım işlemleri sırasında bu gösterge kullanılır. Sürekli değişen uçak irtifalarında normal atmosfer basıncının azalması ile beraber; pompa veriminin düşmesi, sıvıda köpüklenme meydana gelmesi gibi sorunları ortadan kaldırmak için hidrolik depolar uçak pnömatik sisteminden sağlanan hava basıncı ve sistemin kendi ürettiği hidrolik basınç ile basınçlandırılır. SAYFA 440


Y/T:………… REV:


Şekil 1.2: Hidrolik depolar 1.1.2. Hidrolik Pompalar Bir hidrolik sistemde sıvı basıncının oluşması için pompalar kullanılır. Pompalar hidrolik sisteminin güç kaynağıdır. Pompanın çalışabilmesi için mutlaka bir dönü hareketinin ya da doğrusal hareketin olması gerekir. Bütün pompalar yağlamaları ile soğutulmalarını kendi sistemlerine ait hidrolik sıvısı ile yapar. Bu işlemler için her pompa üzeride dahili bir yağlama hattı bulunur. Bu hatta case drain (gövde boşaltma) adı verilir. Hidrolik pompalar, amaçlarına göre değişik tiplerde imal edilirler. Günümüzde havacılıkta; dişli tip, içten dişli tip (trokoid), kanatlı tip, pistonlu tip, açılı tip ve kamlı tip pompalar kullanılmaktadır. Hidrolik pompa çeşitleri şekil 1.2’ de gösterilmektedir. Uçaklarda daima iki çeşit pompa kullanılır. Bunlarda birisi; sistemin ana güç kaynağı olarak kullanılan; güçlerini uçak ana motorlarından alan pompalardır. Diğer pompa çeşidi ise, motorların yerde çalışmadığı yahut bir sebepten havada ana motorun elden çıktığı durumlarda kullanılmak üzere uçağa yerleştirilmiş elektriki çalışan pompalardır. Her pompanın kokpitte bir kumanda şalteri bulunur. Ana pompaların kumanda şalterleri daima ON pozisyonundadır. Diğer elektriki pompalar, isteğe göre çalıştırılır.

SAYFA 441


Y/T:………… REV:


Şekil 1.2: Hidrolik pompası çeşitleri Sistem içerisinde, bazı kullanıcılara gerekli olan hidrolik basıncı sağlamak için hidrolik motor pompa kombinasyonlu üniteler kullanılır. Bu üniteler sayesinde, birbirinden ayrı hidrolik sistemler arasında güç transferi gerçekleştirilebilir. 1.1.3. Hidrolik Filtreler Sisteme giren yabancı maddelerin temizliğini filtreler yapar. Sıvıda filtreleme sayesinde sistem elemanlarının arızalanması önlenmiş olur. Filtre üzerinde filtre elemanının kirlendiğini gösteren indikatörler bulunur. Filtreler yapısal olarak bypass (kısa devreli) tip ve non bypass (kısa devresi olmayan) tip olmak üzere iki çeşittir. Filtre genel olarak baş, gövde ve süzme elemanı olarak üç parçadan meydana gelir. Bypasslı bir filtre şekil 1.3’ de gösterilmektedir.

Şekil 1.3: Bypass’lı bir filtre Süzme elemanları tel veya kağıt olarak yapılır. Tel olanlarda mesh sayısı; kağıt olanlarda micron sayısı sisteme uygun olmalıdır. SAYFA 442


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Tel filtreler paslanma çelikten, kağıt filtreler de özel kağıtlardan yapılırlar. Sistem sıvısı, filtre elemanının dışından içerisine doğru geçirilerek temizlenir. Şayet filtre tıkanmışsa giriş ve çıkış portları arasındaki diferansiyel basıncın etkisiyle bypass’lar açılır ve sıvının temizlenmeden sisteme gönderilmesi sağlanır. Tıkanmış olan tel filtreler temizlenip tekrar kullanılır. Kağıt filtreler tıkandıklarında tekrar kullanılamazlar. 1.1.4. Hidrolik Regülatörler Bazı durumlarda alıcıların sabit hızda çalışmaları veya sistem basıncının belirli bir değerde sabit kalması istenir. Bu nedenle hidrolik sistem basıncı bir şekilde sabitlenmelidir. Bu amaca yönelik olarak regülatörler kullanılır.

Şekil 1.4: Akış regülatörü Sabit hızda çalışması gereken bir sistemde kullanılan regülatörlere genellikle akış regülatörü adı verilir. Bu regülatörler, değişebilen sıvı basıncına rağmen üzerinden geçmekte olan sıvı debisini sabit tutar. Akış regülatörüşekil 1.4’ de gösterilmektedir. 1.1.5. Hidrolik Valfler Uçak hidrolik kullanılmaktadır.

sistemlerinde,

farklı

görevlere

sahip

çeşitli

valflar

1.1.5.1. Yangın Kesme Valfleri (Fire-shut off valve) Hidrolik sistemde; depo ile pompalar arasına yerleştirilen yangın kesme valflerinin kullanım amacı, uçak motorlarında yangın çıkması durumunda, pompalara giden hidrolik sıvısının yolunu kesmektir. 1.1.5.2. Çek Valfler (Check valve)

Şekil 1.5: Bilya tip ve konik tip çek valfler Hidrolik sistemin bazı kısımlarında, hidrolik sıvısını basınç altında tutmak için SAYFA 443


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ kullanılır. Bu valfin en fonksiyonel özelliği tek bir taraftaki akışa izin vermesidir. Valf üzerindeki bir ok işareti valf sisteme takılırken akışın ne tarafa doğru olduğunu gösterir. Bilya ve konik tip çek valfler şekil 1.5’ de gösterilmektedir.

1.1.5.3. Kısıtlayıcılar (Orifice- restrictor)

Şekil 1.6: Kısıtlayıcı çeşitleri Sistemdeki bazı kullanıcıların çalışma hızını yavaşlatmak için sisteme dahil edilen; sıvı akışını kısıtlayan dar kanallardır. Bu valflerin üç çeşidi bulunmaktadır. Bunlar; çift yollu kısıtlayıcılar, tek yollu kısıtlayıcılar ve kısıtlayıcı çek valflerdir. Şekil 1.6 da kısıtlayıcı çeşitleri gösterilmektedir. • • •

Çift yollu kısıtlayıcılar, akışı her iki yönede yavaşlatır. Tek yollu kısıtlayıcılar, akışı bir yöne yavaşlatıp diğer yöne normal akışı sağlar. Kısıtlayıcı valfler,akışı bir yöne yavaşlatarak verirken diğer yöne akışa izin vermez.

1.1.5.4. Basınç Düşürme Valfleri Normal sistem basıncından daha düşük bir basınç değeri altında çalışması gereken alıcıların çalıştırılması için kullanılır. Bu valfler ters akışa izin vermemektedir. Valf çıkış basıncı istenilen değere ayarlanabilir. 1.1.5.5. Emniyet Valfleri Herhangi bir arızadan dolayı, sistemdeki basıncın istenilen değerden fazla olması durumunda, elemanları korumak amacıyla emniyet valfleri kullanılır. 1.1.5.6. Öncelik Valfleri Öncelik valfleri, uçuş esnasında hidrolik sistemde meydana gelebilecek bir arızadan dolayı uçuşun düşük basınçlı bir hidrolik sistem ile bitirilebilmesi için, birinci dereceden önemli alıcılarda basıncın kesilmesine engel olur. 1.1.5.7. Mekik Valfler Bazı uçaklarda, ana hidrolik sistem elden çıktığında acil sistemi devreye sokabilmek için mekik valfler kullanılır. Bu valf, otomatik çalışarak acil ve ana hidrolik sistemleri birbirinden ayırır. Girişlerdeki basınçlardan hangisinin değeri daha büyükse o hat çıkışa sevk edilir. SAYFA 444


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1.1.5.8. Boşaltma Valfi Boşaltma valfi, gerektiğinde hidrolik sistem elemanlarından hava veya sıvı çıkarmak için elemanların üzerine takılır. 1.1.5.9. Kaçak Kontrol Valfleri Hidrolik sistemle beslenen kullanıcılarda hidrolik kaçağı olup olmadığının kontrol edilmesini sağlar.

1.1.5.10. Numune Alma Valfleri Hidrolik sıvısının kontrollerinde örnek almayı kolaylaştıran musluklardır. Basınç hatları üzerinde kullanılırlar. 1.1.5.11. Kumanda Valfleri Uçuş kompartımanından verilen kumandanın yerine getirilebilmesi için uçak hidrolik sistemlerdeki basınç ve dönüş hatlarını çalıştırma ünitesi portlarına bağlar ya da ayırır. 1.1.5.12. Hidrolik Borular Uçak hidrolik sistemlerindeki sıvıyı kontrollü olarak istenen şekilde, gitmesi gereken ünite veya elemanlara gönderebilmek için borular kullanılır. Bunlar, kullanıldıkları yerlerin şartlarına, sistem basıncına bağlı olarak değişebilen özelliklerde yapılırlar. Boru malzemesi genellikle alüminyum veya paslanmaz çeliktir. Boru üzerinde hangi sisteme ait olduğuna dair bir tanıtım bandı bulunur. Şekil 1.7’ de hidrolik renk kodu gösterilmektedir.

Şekil 1.7: Boru Üzerindeki Hidrolik Renk Kodu Hareketli ya da titreşimli yerlerde flexible (esnek) veya halka borular kullanılır. Alüminyum borular, hafiflikleri ve işlenme kolaylıkları nedeniyle uçak sistemlerinde genellikle 1500 PSI basınç altında çalıştırılırlar. Alaşımlı özel borular ise 3000 PSI basınç altında çalışabilirler. 1.1.5.13. Hidrolik Aküler

SAYFA 445


Y/T:………… REV:


Şekil 1.8: Diyaframlı ve pistonlu hidrolik aküler Uçaklarda kullanılan hidrolik aküler genellikle küre şeklindedir. Her akü, bir sıvı ve gaz hücresi içerir. Bu hücreler birbirinden ya bir diyafram ile ya da bir piston ile ayrılmışlardır. Hidrolik aküler, hidrolik pompasının darbelerini sönümlendirir, sistemdeki kaçaklardan dolayı ani basınç düşümlerini önler, sistemde bir kaç alıcı birden çalıştığında pompaya yardımcı olur ve ana pompaların elden çıkması durumunda acil basınç kaynağı sağlar. Şekil 1.8’ de hidrolik aküler gösterilmektedir. Kullanımda; sıvı depo eden hücre, istenilen değerde hava basıncı ile doldurulabilen ikinci hücre tarafından kumanda edilmektedir. Akülere gaz ikmali yapılırken sistem basıncı sıfırlanmalı ve ikmal boyunca gaz basıncı kontrol edilmelidir. 1.1.6. Hidrolik Yağlar Uçaklarda bitkisel esaslı, petrol ürünü ve kimyasal işlem ürünü olan hidrolik yağlar bulunmaktadır. 1.1.6.1. Nebat Esaslı Hidrolik Yağı Bu yağ nebat ve alkolden elde edilmektedir. Mavi renkli ve sert kokuludur. Bu hidrolik yağının kullanıldığı yerlerde tabii lastik contalar kullanılır. Örneğin Mil-H-7644 1.1.6.2. Mineral Esaslı Hidrolik Yağı Petrol ürünü olan bu yağın rengi kırmızıdır. Bu hidrolik yağının kullanıldığı yerlerde sentetik kauçuktan yapılmış contalar kullanılır. Örneğin Mil-H-5606. 1.1.6.3. Fosfat Ester Esaslı Hidrolik Yağı Açık menekşe renginde olan bu yağ yüksek ısılara dayanıklı, yanmaz ve hafiftir. Ancak çok hızlı parlama özelliğine sahiptir. Bu hidrolik yağının kullanıldığı yerlerde sentetik esaslı contalar kullanılır. Ülkemiz de hidrolik sistemlerde SKYDROL 500 B4. SAYFA 446


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Bakım el kitaplarında bulunması durumunda aynı özellikleri taşıyan yağlar kullanılabilir. Hidrolik sistemleri farklı yağ kullanılması durumunda yağ 24 saat içinde contası ile birlikte değiştirilmelidir. 1.1.7. Hidrolik Sistemi Genel Hattı Uçak üreticileri hidrolik sistem hatlarına değişik isimler vermişlerdir. Örneğin; Airbus uçak tiplerinde, uçak hidrolik sistemi yeşil, mavi ve sarı sistem olmak üzere üç genel sistem kullanmaktadır. Boeing uçak tiplerinde, 1,2,3,4, ve 5 sistem olmak üzere toplam 5 sistem kullanmaktadır. Bu sistemlerde depolama, basınçlandırma, dağıtım hattı ve alt kullanıcılar bulunur.

Şekil1.9: Hidrolik sistem genel hattı 1.1.8. Gösterge ve Uyarı Sistemleri Uçak hidrolik sistemleri ve kullanıcılarının kontrol ve kumandasında kolaylık sağlamak ve arıza ihtimalini azaltmak için sistemlere gösterge sistemleri ilave edilmiştir. Hidrolik sistemde kullanılan gösterge sistemleri; basınç, miktar ve sıcaklık değerleri hakkında durum ve ikaz belirtir. Bu göstergelerin kokpitte görsel olanları bulunmakla beraber sesli olanları da bulunmaktadır. Gösterge sisteminde pressure gage (basınç göstergesi), quantity gage (miktar göstergesi), bunlara ait hissediciler, ikaz lambaları, sesli ikaz sistemleri bulunmaktadır. 1.1.9. Takviyeli Uçuş Kontrol Sistemleri Uçağın uçmasını sağlayan uçuş kumandaları manuel, elektrikli, pnomatik ve joy stik olarak kontrol edilebildiği gibi hidroliki olarak da kontrol edilebilirler. Daha fazla bilgi için Uçuş Kumandaları modülüne bakınız.

SAYFA 447


Y/T:………… REV:


11.12 Buz ve Yağıştan Korunma

SAYFA 448


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1. BUZ ÖNLEME SİSTEMİ 1.1. Sistemin Yapısı Buz önleme sistemi, ağır hava koşullarında uçağı korur ve uçuş ekibine yardımcı olur. Buz önleme sistemi; kanat hücum kenarı slat’ları, motor kaportaları, uçuş kompartımanı pencereleri, pitot/static ve sıcaklık sondaları, alpha vanes (rüzgar hücum açısı sensör kanatçıkları), tuvalet boşaltıcıları ve boşaltım çubukları için gerekli koruma sağlar. Kanat hücum kenarlarında bulunan slat’ların ve motor kaportalarının ısıtılması işlemi pnömatik sisteminden elde edilen sıcak hava ile yapılır. Uçuş kompartımanı pencereleri elektriksel olarak ısıtılır. Dinamik/statik sondalar, alfa kanatçıkları, boşaltma çubukları ve tuvalet boşaltım nuktaları elektriksel ısıtıcılarla ısıtılır. 1.2. Buz Oluşumu, Sınıfları ve Belirlenmeleri 1.2.1. Soğuk Emme Etkisi (Cold Soak Effect) Yüksek irtifalarda uçuş yapmış ve yeni yere inmiş uçağın kanatlarında çok soğuk yakıt mevcuttur. Bu kanatlara soğuk emmiş kanat denir. Uçak yerde iken soğuk emmiş uçak yüzeyine herhangi bir yağış olduğunda saydam buz oluşur. Eğer uçak yüzeyi sıfır derece veya altında bir sıcaklıkta ise farkedilebilen bir ıslaklık ve yüksek nem oranı mevcut ise buz veya don oluşabilir. Saydam buzu fiziksel temas ile kontrol etmeden farketmek oldukça zordur. 1.2.2. Aktif Don (Active Frost) Don oluşması sırasında ortaya çıkan durumdur. Uçak yüzeyinde; yüzey sıcaklığı sıfır derece veya altında ise ve çiğ oluşum nuktasındaki sıcaklıkta ise aktif don oluşur. 1.2.3. Donan Sis (Freezing Fog) Bir yüzeyle temasa geçtiğinde donan, havada asılı su damlacıklarıdır. 1.2.4. Kar (Snuw) -5 Dereceden yüksek hava sıcaklıklarında görülen yıldız şeklindeki dallanmış buz kristallerinin biraraya gelmiş halidir. 1.2.5. Kar Zerreleri (Snuw Grain) 1 mm’ den daha küçük çapta genleşmiş veya düzleşmiş, çok küçük beyaz, opak buz parçalarının tortulaşmış halidir. 1.2.6. Kar Tanecikleri (Snuw Pellets) Yaklaşık 2 ile 5 mm çapında yuvarlak bazende konik şekildeki beyaz, opak buz parçalarının tortulaşmış halidir. Tanecikli kar kırılgandır. Sert yüzeyde zıplar ve kırılırlar. 1.2.7. Donan Çiseleme SAYFA 449


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Çapları 0.5 mm’den daha küçük olan birbirlerine yakın su damlacıklarının uçak üzerindeki yüzeylere değmesi ile oluşur. 1.2.8. Hafif Donan Yağmur (Light Freezıng Rain) Sıvı su damlalarının yere veya rüzgara karşı duran yüzeylere değmesi ile oluşan çökeltidir. Çiselemekte olan yağmurda, çapları 0.5 mm’ den büyük veya daha küçük olan su taneciklerinin bir yüzeye rastlayıp yayılarak donmasıdır. 1.2.9. Yoğun Donan Yağmur (Moderate And Heavy Freezıng Rain) Sıvı su damlalarının yere veya rüzgara karşı duran yüzeylere değmesi ile oluşan çökeltidir. Çiselemekte olan yağmurda, çapları 0.5 mm’ den büyük veya daha küçük olan su taneciklerinin bir yüzeye rastlayıp yayılarak donmasıdır. 1.2.10. Soğuğa doymuş kanat üzerinde yağış veya yüksek nem Uçak kanat yüzeyi üzerindeki sıcaklık sıfır derece vaya altında ise kanat yüzeyinde bulunan suyun ve nemin buz veya don haline dönüşmesidir. 1.3. Buz Çözücü Sistemler (Anti-icing) 1.3.1. Elektriki

Şekil 1.1: Pencere ısıtma sistemi 1.3.1.1. Window Heat System (Pencere Isıtma Sistemi) SAYFA 450


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Pencere ısıtma sistemi, kokpit pencerelerinde buğu ve buz oluşumunu önler. Sistem; pencere yapısında bulunan iletken tabakalar, ısı kontrol üniteleri, kumandalar ve göstergelerden meydana gelmiştir. Şekil 1.1’ de pencere ısıtma sistemi gösterilmiştir. Dört adet pencere ısı kontrol ünitesi E/E kompartmanında bulunur. Kumandalar, göstergeler ve ısıl şalterler uçuş kompartımanındadır. Kokpit pencerelerinden 1, 2, 4 ve 5 numaralı sağ ve sol pencereler için elektrik güç temin edilir. Pencere ısısı, ısıl şalterler ve ısı kontrol üniteleri ile kontrol edilir. 1.3.1.2. Window Thermal Switch (Pencere Isıl Şalteri)

Şekil 1.2: Pencere Isıl Şalteri Pencere ısıl şalterleri pencerelerdeki sıcaklığı kontrol eder. Bu şalterler pencerelerin üst kısmına bir yay ile sabitlenmiştir. Şekil 1.2’de pencere ısıl şalteri gösterilmiştir. Şalter metal olmayan, ısıya duyarlı ve nurmalde kontak uçları kapalı olan bir şalterdir. Pencere elektriğini kumanda etmek için 110°F/43°C sıcaklıkta kontaklar açılır ve 90°F/32°C sıcaklıkta kontaklar kapanır (değişik uçak modellerinde bu sıcaklık değerleri değişebilir). 1.3.1.3. Window Heat Control And Indication (Pencere Isı Kontrol ve Göstergeleri)

SAYFA 451


Y/T:………… REV:


Şekil 1.3: Pencere Isı Kontrol ve Göstergeleri Kontrol ve göstergeler pencere ısıtma işlemi ve test fonksiyonları için gerekli olan gücü temin eder. Şekil 1.3’ de pencere ısı kontrol göstergeleri gösterilmiştir. Kontroller pencereler için dört adet şalterden oluşur. Bu şalterler, ON ve OFF pozisyonlu şalterlerdir. Merkez şalter test içindir. Bu şalter üç pozisyonlu olup bunlar; OVHT TEST, PWR TEST ve nurmal konumlarıdır. Göstergeler dört yeşil lamba (ON) ve dört amber lamba (OVERHEAT) dan oluşur. Pencere ısıtıcılarını devreye sokmak için ısıtıcı şalter ON konumuna alınmalıdır. Pencereye güç ulaştığında yeşil lamba yanar ve pencere çok fazla ısınacak olursa amber lamba yanar. 1.3.1.4. Pitot Static Probes, Temperature Probe And Alpha Vanes Anti-Icing (Dinamik Statik Sondalar, Sıcaklık Sondası ve Alfa Kanatçıkları Buzlanma Önleme Sistemleri) Bu sonda ve kanatçıklar uçaktaki çeşitli sistemler için hava bilgisi temin eder. Dinamik statik sondalar, dinamik ve statik basıncı hissetmek için üzerinde açıklar bulunan birer tüptür. Sıcaklık sondası ise toplam hava sıcaklığını hisseden dikdörtgen kesitli bir tüptür. Alfa kanatçıkları uçağın hava akımına göre olan konumunu tespit eden küçük airfoillerdir. Dinamik statik sondalar, sıcaklık sondası ve alfa kanatçıkları, buzlanma oluşumu ile hissetme doğruluğunun bozulmaması için içlerindeki rezistans tip ısıtıcılarla ısıtılırlar. Dinamik statik sondalar ile bir adet sıcaklık sondası ve alfa kanatçıkları ön gövde sağ ve sol taraflarına yerleştirilmiştir. İki adet dinamik sonda ise dikey stabilizatörde bulunur. Sisteme ait kumanda ve göstergeler uçuş kompartımanındadır.

SAYFA 452


Y/T:………… REV:


Şekil 1.4: Sondalar ve kanatçık görünüşleri

1.3.1.5. Probe Heat Control And İndication (Sonda Isı Kontrolü ve Göstergeleri) Kontrol ve göstergeler, ısıtıcılar için gerekli gücü temin eder ve ısıtıcıların çalışma durumlarını kokpitte gösterir. Kumandalar, sağ ısıtıcılar için bir şalter ve sol ısıtıcılar için bir şalter olarak iki şalterden oluşur. Bu şalterler ON ve OFF konumları olan iki pozisyonlu şalterlerdir. Gösterge, her ısıtıcıya ait birer amber lamba ile oluşturulur. Şalterler için 115 V AC gerilim ve gösterge lambaları için 28 V DC gerilim gerekir. Şalterlerin ON konumuna alınmasıyla ısıtıcılara güç gönderilmiş olur. Bu durumda gösterge lambaları yanacaktır. Şalterlerin OFF konumuna alınmasıyla birlikte ısıtıcılara gönderilen güç kesilecek ve lambalar da sönecektir. 1.3.1.6. Drain Anti-icing System (Boşaltma Buzlanma Önleyici Sistem) Boşaltma buzlanma önleme sistemi, tuvalet ve lavabolara ait boşaltma nuktalarındaki buz oluşumunu önler. Sistem, boşaltma nuktalarındaki elektriksel ısıtıcılardan oluşur. Bu ısıtıcılar her tuvalet boşaltma noktasına ve boşaltma çubuğuna yerleştirilmiştir. Şekil 1.5’ de Aft toilet drain gösterilmiştir. SAYFA 453


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Sistem uçuşta otomatik olarak ve yerde elektrik hazır olduğunda çalışır.

Şekil 1.5: Boşaltma buzlanma önleme sistemi

SAYFA 454


Y/T:………… REV:


Şekil 1.6: Elektrikle ısıtılan boşaltma (drain mast) portları 1.3.2. Sıcak Havalı 1.3.2.1. Wing anti-Ice System (Kanat Buzlanma Önleyici Sistem) Kanat buzlanma önleme sistemi, kanat hücum kenarında buz oluşumu önler. Sistem; besleme hatları, valfler, ısıl şalterler, kumanda ve gösterge sistemlerini içerir. Sistem besleme hattı, kanat hücum kenarı ve slatlarının içine yerleştirilmiştir. Valfler ve ısıl şalterler, motor pylonunun dış tarafına konulmuştur. Kumanda ve indikasyonlar, P5 panelindedir. Şekil 1.7’ de sistem göstergeleri gösterilmiştir. Valf açıldığında, pnumatik manifolddan sağlanan hava, besleme hattına ulaşır ve slat’ların hücum kenarına doğru ilerler. Hava slatlara ulaştıktan sonra, dış atmosfere atılır. Isıl şalterler ve gaz kolu konum şalterleri, sistem yerde işletilirken SAYFA 455


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ koruma sağlar.

Şekil 1.7: Kanat buzlanma önleyici sistem 1.3.2.2. Wing Anti-Ice Valve And Thermal Switch (Kanat Buzlanma Önleyici Valfi Ve Isıl Şalteri) Kanat buzlanma önleyici valfi, pnumatik manifolddan gelen havanın buzlanma önleyici besleme hattına iletilmesini sağlar. Bir ısıl şalter ((ground overheat switch) (yer aşırı sıcaklık şalteri)), yer işlemlerinde besleme hattına gelen devamlı hava akışını önler. Valf ve ısıl şalter, her bir kanat motor pylonunun dış tarafına yerleştirilmiştir.

SAYFA 456


Y/T:………… REV:


Şekil 1.8: Kanat buzlanma önleyici valf ve ısıl şalteri Sistem besleme valfi, motorla çalıştırılan kelebek tip bir valftir. Valfin dışında bir el ile çalıştırma düğmesi ve kelebek konum göstergesi bulunur. Isıl şalter, besleme hattındaki havanın sıcaklığını 257°F/125°C’a ayarlar. Şekil 1.8’ de ısıl şalter gösterilmiştir. Valf ve ısıl şaltere, kanat hücum kenarı altında bulunan bir panel üzerinden erişilebilir. 1.3.2.3. Wing Anti-Ice Supply Duct (Kanat Buzlanma Önleyici Dağıtım Hattı) Dağıtım hattı, pnumatik manifolddan gelen havanın slat hücum kenarı içindeki sprey borusuna doğru ilerlemesini sağlar. Dağıtım hattı komponentleri kanat ve slat hücum kenarına konulmuştur. Her bir dağıtım hattı, slat sprey borusuna teleskopik, mafsallı besleme boruları ile bağlanmıştır. Bu borular, slatların her pozisyonunda sprey borusuna hava temin edilmesini sağlar. Şekil 1.9’ da dağıtım ve besleme hatları gösterilmiştir.

SAYFA 457


Y/T:………… REV:


Şekil 1.9: Kanat buzlanma önleyici dağıtım ve besleme hatları Dağıtım hattından temin edilen hava teleskopik borulara ulaştıktan sonra slat boşluğuna gönderilir. Slatları ısıtan hava slat ray açıklıklarından ve boşaltma deliklerinden dışarı çıkar. 1.3.2.4. Wing Anti-Ice Valve System (Kanat Buzlanma Önleyici Valf Sistemi) Valf, 115 V AC güç ile çalıştırılır. Valf çalıştırma kontrolü, 28 V DC güç ile yapılır. Bir transistor devesi, valf ve valf konum gösterge lambalarının çalışmalarını düzenler. P5 paneline yerleştirilmiş bir şalter, her iki valfi kumanda eder. Bu şalter, enerjisizken valfi kapalıya götüren bir röleyi çalıştırır. Valf sistemi yerde ve havada çalıştırılabilir. Yer işlemlerinde, sistem havası sıcaklığı 257°F/125°C değerde ısıl şalterler ile sınırlanır. Sistem şalteri ON pozisyonuna alındığında ısıl şalterler açık ve gaz kollar ileri bir konumda değilse, valf açılır. İki ısıl şalterden biri kapandığında her iki buzlanma önleyici valf kapalıya gider. Kapanan şalterin bulunduğu boru soğuyup nurmal sıcaklığa geldiğinde valfler tekrar açılarak sistem çalışmasına devam eder. Gaz kollarından birinin dahi ileri bir konuma alınmasıyla aynı olaylar gerçekleşir. Yerde pnömatik sistem havasının mümkün olduğunca soğutulabilmesi için precooler control valve (ön soğutucu kontrol valfi) açılır. Kalkış esnasında motor buzlanma önleme sistemi çalışır durumda iken gaz kolları ileri bir konuma alındığında P5 şalteri ve sistem valfleri otomatik olarak kapanır. Böylece motorun yüksek rejimlerinde hava kaybı azaltılmış olur. Kalkış fazından sonra sistem resetlenerek tekrar çalışması sağlanabilir. Uçak hava modunda iken buzlama önleyici sistem çalıştırılırsa, ısıl şalterler ve gaz kolu konumu SAYFA 458


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ sistem çalışmasını etkileyemez. Her bir valfin çalışması ayrı lambalarla tespit edilir. P5 panelinde bulunan bu lambalardan mavi olanı parlak yandığında valf konum değiştiriyor ya da valf konumu şalter konumuna uymuyordur. Mavi lamba sönük yandığında şalter ON pozisyonundadır ve valf açıktır. Mavi lambanın yanmaması ise şalterin ve valfin kapalıda olduğunu ifade eder.

Resim 1.1: Sistemin resetlenmesi 1.3.2.5. Inlet Cowl Anti-Icing System (Motor Hava Giriş Kaportası Buzlanma Önleme Sistemi)

Şekil 1.10: Motor kaportasi buzlanma önleme sistemi kumanda ve göstergeleri Motor hava giriş kaportası buzlanma önleme sistemi, hava girişinde buz oluşumunu önler. Her motorda birer buzlanma önleyici sistem bulunur. Şekil 1.10’ da anti-ice panel gösterilmiştir. Sistem uçuşta veya yerde çalıştırılabilir. Sistem, baş üstü panelinde bulunan SAYFA 459


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ bir şalterle çalıştırılır. Sistem çalıştırıldığında thermal anti-ice valve (TAI) [ısıl buzlanma önleyici valf] açılır. Motor pnömatik sisteminden elde edilen sıcak hava aktarım borusu ile valfe, oradan da motor hava giriş kaportasına gelir. Burada kaportanın sıcaklığını arttıran hava kaporta altında bulunan bir menfezden geçerek dışarı atılır. Motorlarda bulunan buzlanma önleme sistemleri birbirinin aynısıdır. Sistem kumanda ve göstergeleri 28 V DC güç ile çalışır. Kumanda şalteri ON konumuna alındığında valf açılır ve lamba parlak yanar. Bu durum valf kelebeğinin hareket halinde olduğunu gösterir. Bir süre sonra lamba sönük yanar; şu halde valf açık ve durmuş durumdadır. Şalter OFF konumuna alınırsa valf kapalıya gider ve lamba söner. 1.3.2.6. TAI Valve (Isıl Buzlanma Önleyici Valfi) Buzlanma önleyici valfi, motor kaportasına gönderilen sıcak havanın akışını düzenler. Valf, motor fan kasası üzerine monte edilmiştir. Şekil 1.11’de basınç şalteri gösterilmiştir.

Şekil 1.11: Motor buzlanma önleyici sistemi basınç şalteri Buzlanma önleme sistemi valfi, elektriksel olarak kontrol edilip pnömatik olarak çalıştırılan kelebek tip bir valftir. Kapalı pozisyonda yay yüklüdür. Valf solenuidi kontrol sinyali ile enerjilendiği zaman regülatör basıncı ile valf actuatorü hareket ettirilir. Bununla beraber valf kelebeği hareket eder. 1.3.2.7. Inlet Cowl Taı Pressure Switch (Hava Giriş Kaportası Buzlanma Önleyici Basınç Şalteri) Buzlanma önleyici sistem basınç şalteri regülatör çıkış basıncını uçuş ekibine gösterir. Şalter, aneroid tip bir şalterdir. Hissetme basıncı 65 PSI’a yükseldiğinde şalter kapanır ve P5 panelinde bulunan lambayı yakar. SAYFA 460


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1.3.3. Kimyasal Bir uçağın bazı yüzeylerinde ve elemanlarında izopropil alkol ya da etilen glikol ve alkol karışımı kullanılarak buzlanma önlenebilir. Bu kimyasal maddeler hem uçak üzerindeki suyun donma nuktasını düşürür hem de yüzeylerde kayganlık oluşturarak buzun tutunmasını engellerler. Uçaktaki buz önleme sıvısı tankından temin edilen kimyasal buz önleyiciler karbüratörlere, pervanelere ya da kokpit ön camına uygulanmaktadır. Kimyasal buz önleme işlemi uçak yerde iken tüm yüzeylere etilen glikol püskürtülerek de yapılmaktadır. Ayrıca pnumatik buz giderme sisteminde kauçuktan yapılmış kaplamalara sık sık silikon sprey püskürtülerek yüzey düzgünlüğü artırılır ve böylece yüzeyde kolayca buzlanma meydana gelmez. De-icing yapılmış uçağın dış hava ile temas eden yüzeylerinde don, buzun oluşumu ile kar ve sulu karın yüzeyde toplanma, birikme ve yapışmasını limitli bir sürede önlemek için uygulanan yöntemdir. Bu işlem sırasında, sıvı tüm yüzeyi kaplayacak şekilde bir film tabakası halinde yüzeye uygulanır. Uygulama esnasında yatay uçak yüzeyleri görsel olarak kontrol edilir. Uygun sıvı miktarının kullanılıp kkullanılmadığı bu yüzeylerin harekete başladığı anda izlenmesi ile tespit edilir. 1.3.3.1. Kullanılan Anti-Icing Sıvıları • Anti-icing (TYPE 1, Killfrost DF, THY P/K:C991116, Clariant Safewing MP1) sıvısı, • Su ve anti-icing (TYPE 1)sıvısı, • Anti-icing (TYPE 2, Clariant Safewing MP2) sıvısı, • Su ve anti-icing (TYPE ) sıvısının karışımı. Anti-icing sıvısı temiz uçak yüzeylerine genelde soğuk olarak uygulanmaktadır. Fakat ısıtılmış olarakda uygulanabilir. 1.3.3.2. Sıvıların Etkisini Azaltan Değişkenler • • • • • • •

SAYFA 461

Sulu kar, Uçak yüzeyi ısısının düşük olması, Direkt gün ışığı, Yüzey üzerinde oluşmuş tortu, Sıvının ömrü ve durumu, Uygulama metodları, Şiddetli rüzgar ve sert hava.


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 2. BUZ TEMİZLEME TİPLERİ (DE-İCİNG) 2.1. De-İcing Genel Bu işlemin amacı; buz, kar, sulu kar veya kırağı, uçak yüzeyinden ısıtılmış sıvılar veya mekanik metodlar yoluyla sefere verilmeden önce veya anti-icing işleminden önce uçağı temizlemektir. Isıtılmış sıvı kullanımı esnasında sıvının ısı kaybını önlemek için mümkün olduğu kadar yüzeye yakın püskürtülmelidir. Uygulamalarda yeniden donmaya meydan vermeyecek ve yüzey kirliliğini oluşturan sıvıları yok edecek şekilde de-icing sıvılarının uygulanmasına dikkat etmek gereklidir. Motorlar ve hava alıklarındaki kar birikmeleri uçuştan önce süpürge veya yumuşak fırçalarla temizlenmeli yapışmış buz var ise sıcak hava veya motor imalatçısı firmanın belirtmiş olduğu yöntemlerle temizlenmelidir. 2.2. Saydam Buzun Oluşmasına Neden Olan Faktörler • Bir önceki uçuşta konulan soğuk yakıt veya uzun bir uçuştan sonra kanat depolarında kalan aşırı soğumuş yakıt. • Kanat depoları içinde depo üst yüzeyi ile temas edecek kadar çok miktarda kalan aşırı soğuk yakıt. • Kar yağışının devam ettiği bir havada ikmal edilen nispeten ılık yakıt. • Transit esnasında kanat sıcaklığının sıfır derece civarında olması. • Dış ortam sıcaklığının –2 ile +155 dereceleri arasında olması. • Uçak yerde iken uçak yüzeyleri üzerine yağan yağış. • Kanat alt yüzeyinde buz veya donun varlığı. 2.3. Uçak Üzerinde Buzlanmaya Karşı En Hassas Bölgeler • •

Ön ve arka sparların arasında kalan kanat kök bölgesi, Uçuştan sonra içinde yakıt kalmış kanadın herhangi bir bölgesi.

2.4. Harici Kontroller • • • • • • • • • • • •

Hücum kenarı dahil olmak üzere kanat alt ve üst yüzeyleri, Yatay stabilize alt ve üst yüzeyleri, Dikey stabilize alt ve rudder, Gövde, Air data probları, Static vent’ ler, statik port’ lar, Angle of attack sensörleri, Kumanda yüzeylerindeki boşluklar ile girintili çıkıntılı bağlantı bölgeleri, Motorlar, Genellikle bütün hava giriş ve çıkış bölgeleri, İniş takımları ile iniş takım yuvaları, Tuvalet ikmal panelleri, Uçuş kumanda yüzeylerinin boşlukları.

2.5. Haberleşme Prosedürleri SAYFA 462


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Uçağa de-icing uygulanmışsa uçuş ekibine uygulamanın tipi konusunda bilgi verilmeden uçak dispatch edilmemelidir. Uçuş ekibine verilen bilgiler; son yapılan kontrol sonucunu, kritik parçaların kar, buz veya kırağıdan temiz olduğunu ve hava koşullarına göre bekleme süresinin belirlenmesini içermelidir. Tek kademeli uygulamada kullanılan sıvı-su oranı için, ikinci kademede kullanılan sıvı-su oranı için bilgiler pilota kulaklık ile bildirilmelidir.

2.6. Elektriki Pervaneli uçaklardaki elektrotermal buz giderme sisteminde pervane palalarının hücum kenarlarına yerleştirilen kauçuk kaplamaların içinde ısıtıcı kablolar bulunur. Bu kablolara gelen elektrik akımı kauçuk kısmı ısıtır ve oluşan buz erimeye başlar. Merkezkaç kuvvetin ve rüzgarın etkisiyle de buz uzaklaştırılır. 2.7. Pnömatik Kanat ve kuyruk yüzeylerinin hücum kenarlarında buz önleme sistemi yerine önce buzun oluşmasına izin veren, sonra da oluşan buzu kırarak uzaklaştıran pnömatik buz giderme sisteminin daha etkili olduğu tespit edilmiştir. Bu sistem sayesinde buz önleme sistemi ile ısıtılan bölgelerden akan suların ısıtılmayan bölgelerde donması sonucunda oluşan ve kanat verimini olumsuz yönde etkileyen sürükleme artışı önlenmiş olur. Pnömatik buz giderme sistemleri kanat ve kuyruk yüzeyi hücum kenarlarına yerleştirilen kauçuk kaplamalardan ve bunların içinde de çalışma süresince belli bir işlem sırasına göre şişirilip, boşaltılabilen tüplerden meydana gelmektedir 2.8. Kimyasal Uçaklar karlı havalarda hangardan çıkarıldıklarında da uçak üzerinde buzlanma meydana gelebilir. Bu nedenle uçak hareket etmeden önce buzlanmayı gidermek için uygulanan yöntemler tekrar buzlanma olasılığını ortadan kaldırmalıdır. Kar tortuları fırça vb. araçlar ile temizlenebilir. Ayrıca, hafif kuru kar sıcak hava üflenerek de giderilebilir. Ancak tekrar buzlanma olasılığı nedeni ile bu yöntem tavsiye edilmez. Nurmalde uçak yerde iken oluşan buz ve kar, ısıtılmış etilen glikol ve izopropil alkol karışımı püskürtülerek eritilir. Daha sonra ise önerilen buz önleyici sıvı ile tekrar buz oluşumu önlenir. 2.8.1. De- Icing Sıvısı • • • • •

Sıcak su, De-icing sıvısı (ISO TYPE 1, Killfrost DF, THY P/K:C991116, Clariant Safewing MP1) Su ve de-icing (TYPE 1)sıvısı, ISO TYPE 2 sıvısı, Su ve de-icing ISO TYPE 2 sıvısının karışımı.

2.8.2. TYPE 1 Sıvısının Karakteristikleri • • SAYFA 463

Kalınlaşma sistemine sahip değildir. Minumum % 80 glikol ihtiva eder. FOR TRAINING PURPOSE ONLY

Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ • • •

Viskozite sıcaklığa bağlıdır. Akıcı sıvıdır. Diğer sıvılara oranla daha kısa buzdan koruma süresine sahiptir.

Not: TYPE 1 sıvıları de-icing işlemi için ısıtılmış olarak kullanılır. 2.8.3. TYPE 2 Sıvısının Karakteristikleri • • • • •

Kalınlaştırıcı sistemine sahiptir. En az % 50 glikol içerir. Sıvının viskozitesi maruz kaldığı sıcaklık ve akım ayrılması olayına bağlıdır. Akıcı olmayan ve yarı plastik bir yapıya sahiptir. Koruma süresi daha uzundur.

2.8.4. İşlem Sıvısı Uygulama Kuralları • • • • • • • • • • • • • • • •

Sıvılar altta verilen bölgelere kesinlikle uygulanmamalıdır. APU air intake Ram air inlets İniş takımı kapakları Engine cowl ve air intakes Outflow valve air outlet Pitot problar Temperature problar Ice detection problar Statik problar AQA sensörleri Wiring harnesses, elektrikli kompenentler ve junction boxlara. İşlem sıvıları kesinlikle 5 PSI’ dan daha yüksek basınçla püskürtülmemelidir. Aksi taktirde yüzeylere hasar verir. Sıvılar küçük açılarda tatbik edilmelidir. Sıvılar yüzeylere uygulandığında oluşan buhar tüm yüzeyleri kaplayacak şekilde dağılıyorsa uyguladığımız karışım oranı hatalı demektir.

2.8.5. Kullanılan Malzeme ve Techizat • • • • • • • • •

De-icing arabası Uzun saplı süpürge, ip ve dokuma hortumları De-icing sıvısı Sıcak su El aletleri (Fırça, halat vb.) Sıcak hava fanları De-icing traktörleri Uzaktan kumandalı de-icing istasyonları El sprey ekipmanları

2.8.6. De-İcing İşlemleri Sonrası Uçakta Yapılması Gerekli İşlemler •

SAYFA 464

Kanat, kuyruk ve kontrol yüzeyleri; buz, kar, sulu kar ve don şeklinde yüzey kirliliği ancak AMM’ de verilen limitler dahilinde kabul edilebilir. FOR TRAINING PURPOSE ONLY

Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ • • • • • •

Pitot ve statik portlar; buz, don, kar, buz ve uygulama kalıntılarından arındırılmış olmalıdır. Engine inlet; iç buzlanma ve kardan arındırılmış olmalı ve N1 rahatlıkla dönüyor olmalıdır. Air conditioning giriş ve çıkışları; buz, don ve kardan arındırılmış olmalıdır. Outflow valfler temiz olmalı ve tıkalı olmamalıdır. İniş takımları ve iniş takım kapakları; buz, don ve kardan temizlenmiş olmalıdır ve yüzeyler üzerinde tıkanıklığa yol açacak kalıntılar olmamalıdır. Yakıt tankı havalandırma çıkışları; buz, don ve kardan temizlenmiş olmalıdır. Gövde; buz ve kardan temizlenmiş olmalıdır. AMM limitleri içerisinde ise dona müsaade edilebilir.

3. YAĞIŞTAN KORUNMA SİSTEMİ Uçağın iniş ve kalkışı esnasında yağan yağmurun görüşü bozmasına mani olan bir sistemdir. Bu sistemin kumanda yeri pilot baş üstü panelidir. 3.1. Yağmur Silecek ve Temizleme Cam silecekleri kaptan ve ikinci pilotun ön camlarını birer motor vasıtasıyla silen başüstü panelinden kumandalı KNUB vasıtasıyla olur. Bu knub’ın Park-Off-Fast ve Low konumunda çalışabilmesi için 28 volt DC’ ye ihtiyacı vardır. Camı 68 derecelik bir açı ille silerek temiz bir görüş sağlar. Sileeceklerin ayarı maıntenance manuel’ e göre yapılmalıdır. Bakınız şekil 3.3. ve şekil 3.4. Baş üstü panelinde yağmur uzaklaştırıcı sistem için her iki pilot için birer buton bulunmaktadır. Her bir butona basıldığında kimyasal sıvı camın dış yüzeyine püskürtür. Bu esnada silecekler çalıştığında camın üzerinde bir film tabakası meydana getirecek ve cama çarpıp akan yağmur damlacıkları kırılma yapmadan düzgün bir görüş sağlama olanağı bulacaktır. Sistem bir püskürtme sıvısı kabı, valfler, püskürtme memeleri ve kumandadan oluşur. 3.1.1. Rain Repellent Container (Yağmur Püskürtme Sıvısı Kabı) Kap, 1 numaralı kokpit pencerelerine püskürtülecek sıvıyı muhafaza eder. Kap, uçuş kompartımanı arka sol duvarında bulunan basınçlı bir kutudur. Bakınız şekil 3.1. SAYFA 465


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Basınçlı kutu muhafazadan ayrı iken kap basıncının kaçmaması için bir çek valf bulunur. Basınçlı kutu yerine yerleştirilince çek valf bilyesi, valf adaptöründeki bir iğne tarafından itilir ve sıvı akışına izin verilmiş olur. Böylece, basınç altındaki sıvı, hazneye ve oradan da sistem hatlarına ulaşır. Kabın değiştirilmesi gibi bakım işlemlerinde boru hatları ve kabı birbirinden ayırmak için bir kesme valfi kullanılır. Bu valf, kap ile görsel haznenin arasında bulunmaktadır. Görsel hazne, içinde bir şamandıra bulunan bir göstergedir.

Şekil 3.1: Yağmur püskürtme sıvısı kabı 3.1.2. Rain Repellent Valve And Nozzle (Yağmur Uzaklaştırıcı Valf ve Memesi) Valf ve meme, pencerelere püskürtülecek sıvıyı sınırlı bir miktara ayarlar. Valfler her püskürtme memesi bölgesine, gövde kaplamasının altına konulmuştur. Solenuid valf ve sprey memesi birbirine bağlıdır. Valf nurmalde kapalıdır ve elektriksel olarak açılır. valfin açılabilmesi için 28 V DC gerilim gereklidir. Püskürtme memesi üzerinde dört delik bulunur. Püskürtme sıvısı bu deliklerden çıkarak pencere camına ulaşır. Valfin üzerinde bir de zaman geciktirici modül vardır. Şekil 3.2’ de yağmur uzaklaştırıcı valf gösterilmiştir.

SAYFA 466


Y/T:………… REV:


Şekil 3.2: Yağmur uzaklaştirici valf ve memesi 3.1.3. Rain Repellent Controls (Yağmur Uzaklaştırıcı Kumandaları) Kumandalar yağmur uzaklaştırıcı sistemin çalıştırılmasını sağlar. Kumandalar baş üstü panelindedir. Bu kumandalar sağ ve sol olarak ayrılmış iki şalterden oluşur. Şalterler 28 V DC gerilim ile beslenir. Şaltere basıldığı zaman, valfe ulaşan gerilim, geciktirici sayesinde 0.17 saniyeliğine valfi açar. Bu süre içinde memeden 5 cc’lik sıvı püskürtülmüş olur. 3.2. Silecekler Ön cam silecek sistemi yağmurlu veya karlı hava koşullarında temiz bir görüş sağlar. Bu silecekler kokpit 1 numaralı camlarının önüne yerleştirilmiştir. Sistem motorlar, dönüştürücüler, silecekler, direnç kutuları ve kumandadan oluşur.

SAYFA 467


Y/T:………… REV:


Şekil 3.3: A-320 uçağının silecek sisteminin genel görünüşü Motorlar, dönüştürücüler ve silecekler P1 ve P3 alet panellerinin önüne yerleştirilmiştir. Direnç kutusuna burun iniş takımı yuvasındaki bir panelden erişim sağlanabilir. Şekil 3.3’ de sistemin genel görünüşü gösterilmiştir. Silecekler elektrikle yüksek ya da düşük hızda çalıştırılabilir. Hız seçimi kumanda şalteri ve direnç kutuları ile yapılır. 3.2.1. Windshield Wiper Motor-Converter Assembly (Ön Cam Sileceği MotorDönüştürücü Donanımı) Motor-dönüştürücü donanımı motordan elde edilen dönü hareketini salınım hareketine dönüştürmeyi sağar. Bu donanımlar uçuş kompartımanı alet panelleri önüne yerleştirilmiştir. Silecek kısmı bir silecek kenarı ve bir koldan oluşur. Kolun dönüştürücü şaftı bağlantısında bulunan frezeli geçme kısım açısal ayarlamayı mümkün kılar. Silecek kenarının cama yaptığı baskı, kol üzerinde bulunan somun ile yapılır. Motordönüştürücü kısmı bir mekanik dönüştürücüye bağlı değişken hızlı 28 V DC gerilimle çalışan bir motordan oluşur. Tork dönüştürücüsünün çıkış mili uçak kaplamsındaki bir delikten dışarı çıkar.

SAYFA 468


Y/T:………… REV:


Şekil 3.4: Kokpit ön camı silecek sistemi 3.2.2. Wiper Control (Silecek Kumandası) Silecek kumandası, çalıştırma hızı ve park durumu seçimlerini sağlar. Kumanda şalteri P5 baş üstü panelinde ve direnç kutusu burun iniş takımı yuvası sağ tarafındadır. Kumanda şalteri döner tiptir. Uçak tiplerine göre değişik konumları vardır. Bir Boeing uçağını ele alırsak bu şalterin dört konumu vardır. Bunlar PARK, OFF, LOW ve HIGH konumlarıdır. Şekil 3.4’de ön cam silecek sistemi gösterilmiştir.

SAYFA 469


Y/T:………… REV:


Şekil 3.5: Motor-Dönüştürücü Donanimi Şalter LOW konumuna alınırsa motor sileceğin dakikada 130 kez tur atmasını sağlar. Şalter HIGH konumuna alındığında silecek dakikada 160 kez tur atar. Şalterin PARK pozisyonuna alınması ile her iki silecek pencere alt kenarına hareket eder ve orada kalır.

Şekil 3.6: Silecek kumanda şalteri

SAYFA 470


Y/T:………… REV:


11.13 İniş Takımları

SAYFA 471


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1. İNİŞ TAKIMLARI Uçakların iniş, kalkış ve taksi hareketlerini gerçekleştirebilmeleri için üzerinde durabildikleri yapısal elemanlara iniş takımları (landing gears) adı verilir. Şekil 1.1’ de uçak iniş takımları gösterilmiştir.

Şekil 1.1: Uçakta iniş takımları İniş takımının görevlerini üç başlık altında toplayabiliriz. • Yerde hareket • Kalkış • İniş 1.1. İniş Takımı Görevleri 1.1.1. Yerde Hareket Uçakların yer ile teması tekerlekler, su ile teması da ya kayıklar veya uçağın gövde yapısı ile sağlanır. Ancak diğer taşıtlardan farklı olarak, uçakların yerde hareketi ana tepki kaynağından, yani uçuş için kullanılan güçten elde edilir. Pervaneli uçaklar için pervanenin çekme kuvvetinden, jet uçaklarında ise doğrudan doğruya motorun tepkisinden faydalanılır.

SAYFA 472


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Resim 1.1: İniş takımı Uçağın yerde hareket etmesi ile ilgili en önemli konu yön verebilme yeteneğidir. Uçakların hem hafif hem de yerdeki hareketlerde yeteri kadar dengeli olabilmeleri için üç tekerlekli iniş takımı kullanılmaktadır. Bunlardan ikisi sağ ve sol taraflarda olmak üzere ana iniş takımları, biride uçağın burnunda veya kuyruk kısmanda olan yardımcı iniş takımıdır. Ana iniş takımları esas yükleri taşımakta yardımcı inş takımları yerde uçağa yön vermeğe yaramakta ayrıca iniş yüklerini taşımakta ana iniş takımına yardım etmektedir. Resim 1.1’ de iniş takımı resmi gösterilmiştir. 1.1.2. Kalkış Kalkışa başlamış olan bir uçağın tam yerden kesilmesi için burun yukarı dönme hareketine geçmesi anında motor arızası olabileceği, çok motorlu uçaklarda motorlardan birinin duracağı, göz önüne alınır ve bu anda pilotun kalkıştan vazgeçerek uçağı pist sonuna kadar frenleyerek durdurabilmesi istenir. İniş takımlarının bu durumda da görevini tam yapması istenir. Kalkış yapan bir uçak mümkün olan en kısa zamanda hızlanmalı ve tırmanış hızına ulaşmalıdır. Bunun için de parazit dirençlerinin bir an evvel azaltmak gerekir. İniş takımlarından aranan diğer bir nitelik de içeri alınma süresinin yeteri kadar kısa olmasıdır. 1.1.3. İniş İniş yapan bir uçak yere değdiği zaman hem yatay hem de düşey hız bileşenlerinin kinetik enerjisini taşımaktadır. İnişte uçak pistin başına doğru belirli bir süzülüş açısı ile alçalma yapar; pilot uçağın hızını uçak tipine ve iniş şartlarına uygun olarak, minimum hızın %5 ile 10 kadar üstünde tutar; yere temastan evvel pilot uçağı yere paralel uçuş yapacak şekilde düzeltir ve mümkün olan en düşük düşey hız ile tekerlekleri yere değdirir. Bundan sonra piloti aerodinamik, motor ve tekerlek frenlerini kullanarak uçakla yerde emniyetle taksi yapacağı hıza düşürür ve uçağı durdurur. Uçak yere değdikten durana kadar olan, yatay enerji aerodinamik, motor ve tekerlekler tarafından ısı enerjisine çevrilerek yutulurken, yere değdiği andaki düşey enerji ise iniş takımlarının yayları, amortisörleri ve tekerlek tarafından ısı enerjisine dönüştürülerek yutulur. 1.2. İniş Takım Dikmeleri 1.2.1. Burun Dikmesi Burundaki iniş takımı dikmesi uçağı yerde dengede tutmak ve istenilen yöne hareket etmesini sağlamak amacı ile uçağın burun kısmına yerleştirilmiştir.

SAYFA 473


Y/T:………… REV:


Resim 1.2: Burun iniş takımı 1.2.2. Ana İniş Takım Dikmeleri Arka amortisör dikmeler ana (main) iniş takımı olarak isimlendirilir. Ana uçak yükünü bu dikmeler taşır. 1.3. Şok Gidericiler (Damperler) Dikmelere yanal darbeleri karşılamak için piston tip, vane (kanatçık) tip veya steer (yön) tip shimmy damper (yalpa sönümlendirici)’ler ilave edilmiştir 1.4. Uzama ve Geri Alma Sistemleri 1.4.1. Normal Sistemin normal operasyonunda kullanılan açma/geri toplama manivelası yön seçme valfine bir kablo-makara sistemi ile irtibatlıdır. Kumanda manivelasındaki bir solenoid, uçak yerdeyken manivelayı DOWN pozisyonunda kilitler. 1.4.2. Acil Durum İniş takımı açma/geri toplama sisteminde bir arıza ya da uçak hidrolik sisteminde bir basınç düşüklüğünün meydana gelmesi durumunda iniş takımları normal çalıştırma ile açılmayabilir. Bu gibi acil durumlarda iniş takımlarının açılıp kilitlenebilmesi için sistemde el ile açma mekanizması bulunur. 1.5. Göstergeler ve Uyarılar İniş takımı hareket ve pozisyonları kokpitteki lambalarla takip edilir. Bu lambalar iniş takımlarının açık, kapalı ya da hareket halinde olma durumlarına göre ayrı indikasyonlara sahiptir. Her iniş takımı dikmesinin lambası ayrıdır. Şekil 1.2 de gösterge lambaları gösterilmiştir.

SAYFA 474


Y/T:………… REV:


Şekil 1.2: İniş takımı gösterge lambaları İniş takımlarına ait göstergeler çalışmadığı ya da doğru çalıştığından emin olunmadığı durumlarda iniş takımı pozisyonunun takip edilebilmesi için görsel kontroller yapılır. Bunlar, iniş takımlarının açıkta ya da kapalıda olduğunu gösteren pimleri, çizgilerini ve görme pencerelerini içerir. Takip yöntemi ve görme pencerelerinin özellikleri uçaktan uçağa değişiklik gösterir. Bu indikasyon sistemlerine genel olarak visual check (görsel kontrol) adı verilir. 2. TEKERLEKLER VE LASTİKLER 2.1. Uçak Tekerlekleri Uçak tekerlekleri jant olarak adlandırılmaktadır. Jantlar alüminyum alaşımdan yapılır. İki parça halinde olmaktadır. Fren sistemi iç jantta bulunur.

Resim 2.1:Jantın genel şekli Jantlar çok sayıda civatalarla birleştirilir. Hava basınç supabı üzerinde bulunan sensörler vardır. Bu sensörler jant üzerinde eğer ısı varsa kokpite bilgi gönderir. Resim 2.1’ de jantın genel şekli gösterilmektedir.

SAYFA 475


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 2.2. Uçak Lastikleri

Şekil 2.1: Lastik yapısı Uçağın yer ile ilişkisini sağlayan tekerleklerin ana elemanları lastiklerdir. Lastikler, uçak kullanımları için özel kauçuk esaslı malzemelerden imal edilirler. İniş takımları dikme pistonlarına alaşımlı çelikten yapılmış jantlar ile bağlanırlar. Uçak lastikleri ağır yük taşımaya maruz kaldığı için yüksek mukavemetli ve minumum boyut ve ağırlıkta imal edilmektedir. Şekil 2.1’ de lastik yapısı gösterilmektedir. Jant ve lastiklerin teknik sağlamlıklarının kalkış ve iniş fazlarındaki önemi büyüktür. Bir jant kırılma veya lastik patlama olayı, iniş ve kalkışta uçağın dengesini bozacağı gibi, uçakta büyük hasarların oluşumuna neden olur. Bu sebeple, jantlar servise verilmeden önce, kontrollerinin dikkatli olarak yapılması; lastik hava basıncı, lastik şekli ve yapısının lastik mevzuatları limitleri içerisinde olması gerekir. Şekil 2.2’ de lastik ve tekerleklerin genel görünüşü verilmiştir. Lastikler iniş sırasında yapılan frenleme neticesinde çok büyük aşınmaya maruz kalır. Bu aşınma limitleri lastik talimatlarında belirtilen aşınma limit ve şartlarını aşarsa uçaktan sökülerek atelyöye iade edilir. Lastiğin durumuna göre ya kaplamaya gönderilir ya da kal (imha) edilir. Lastikler, aşırı sıcaklık sebebiyle artan basınçtan korunmaları için fuse plug (sigorta tapa)’larla emniyetlendirilmiştir. Uçak lastikleri ağır yükler ve yüksek süratler için dizayn edilmelerine rağmen yanal yükler için tasarlanmamışlardır.

SAYFA 476


Y/T:………… REV:


Şekil 2.2: Lastik ve tekerlek genel görünüşü Lastikler nitrojen gazıyla şişirilmelidir. Nitrojen hem operasyon sırasında açığa çıkan ısıyı düşürür hem de bir acil durum ya da aşırı ısınma durumunda yangın riskini azaltır; termal plugların önceden patlayıp aşırı basınçtan dolayı meydana gelebilecek bir zararı önler. Lastik basıncı günde en az bir kez lastikler soğuk iken ölçülmeli, uçuş öncesi ve uçuş aralarında lastiklerin durumu mutlaka gözden geçirilmelidir. Lastikler genellikle yabancı madde (FOD) ya da aşırı ısınmadan hasar görür. Aşırı ısınmanın nedenleri ise yetersiz lastik basıncı, uzun taksi yüksek taksi sürati, keskin vehızlı dönüş ve de yüksek fren sıcaklığıdır. Bakım temel olmakla birlikte uçuş ekibi de lastiklere gereken önemi göstermelidir. İdealde 450 lik bir dönüşte taksi hızı 15 kts’ı 900 lık dönüşte ise 10 kts’ı geçmemeli, frenler pompalanmamalı ve devamlı oalarak basılmamalıdır. İnişte deyer süratı ne kadar düşük olursa çıkan ısı da o kadar az olacaktır. Lastik ölçüleri inç veya mm cinsinden verilmektedir. Bu ölçüler lastiğin üzerindedir. Örneğin F5 uçağında ;

SAYFA 477


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 2.2.1. Lastiklerin Uçaktan Sökülme Sebepleri Lastiklerin uçaktan sökülmesi iki sebepten kaynaklanmaktadır. Bunlar; • Emniyetli uçuş şartlarını sağlamak • Lastiği ekonomik ömrü kadar kullanmak. Emniyetli uçuş havacılığın en önde gelen prensiplerindendir. Ancak uçuş emniyeti sağlamak için bir parçayı gereğinden az kullanarak atmak da işletmecilik bakımından çok yüksek maliyetlere erişen masraflar meydana getirir. Lastiği ekonomik ömrü kadar kullanmak; kaplamaya uygun şartlara kadar lastiği kullanma ve lastiğin ömrüne göre maksimum sayıda kaplama yapılmasını ifade eder. 2.2.2. Lastik Ömürleri Uçak lastiklerinin ömrü, imal tarihinden itibaren pervaneli uçaklar için 5 yıl, jet uçakları için 7 yıldır. Normal bir yeni lastik ortalama 100-120 iniş sayısı sonunda kaplamaya gönderilir. Kaplamalı lastik 80-120iniş sayısı kadar kullanılır. 6-7 defa kaplama yapılmış lastik tekrar kullanılmaz. 2.2.3. Lastiklerin Depolanması Lastikler karanlık, serin ve kuru havalı yerlerde depolanmalıdır. Lastiğin bulunduğu ortamda kuvvetli hava akımı olmamalı, nem ve pislik bulunmamalıdır. Lastiklerin depolama sahası için karanlık alan seçilmelidir.

SAYFA 478


Y/T:………… REV:


3. Fren Sistemleri Fren sistemleri, yerde uçağın istenilen yerde durdurulabilmesi, yönünün değiştirilmesi, uçak yere indikten sonra hızının düşürülmesi ve havada tekerlek hareketlerinin denetlenebilmesi için uçak hidrolik sistemlerine dahil edilmiştir. Sistemde kullanılan frenler, uçak tipine göre değişiklik gösterir. Şekil 3.1’ de bağımsız bir fren sistemi gösterilmiştir.

Şekil 3.1: Tipik bir bağımsız fren sistemi Genel olarak bir fren sistemi; fren pedalları, kontrol valfi ve fren ünitelerinden oluşur. Sistemin en değerli elemanı kuşkusuz fren üniteleridir. Fren ünitelerini meydana getiren rotor ve stator diskleri ısıya dayanıklı farklı malzemelerden imal edilir. Sıcaklık değerlerinin istenilen limitlerde tutulması için, sisteme göstergeler ve soğutma fanları eklenmiştir. Resim 3.1’ de karbon diskler gösterilmiştir.

SAYFA 479


Y/T:………… REV:


Resim 3.1:Fren statorundaki karbon diskler Uçaklarda fren sistemleri; tekli, çiftli ve karışık diskli; parçalı rotorlu veya genişleyen tüp tipli şekilleri bulunur. Bu diskler, hidrolik pistonlar ve geri dönüş yayları ile çalıştırılırlar. Çalışma sırasında diskler aşınır. Bu aşınmalar aşınma indikatörü (wear indikatör) sayesinde belirlenir aşınama oluştukca indikatöründe boyu kısalır.

Resim 3.2:Fren diski aşınma indikatörü 3.2. Uçak Frenleri 3.2.1. Normal Fren (normal brake) Kokpitte bulunan rudder pedallarına basılarak çalışır. Pedala basılarak hidrolik basınç artırılr. Hidrolik basınç etkisi ile rotor stator ile temas eder. Bu fren tipi bağımsız bir fren şeklidir. 3.2.2. Kayma Önleme Freni (anti-skid brake) Uçağın inişte tekerleklerini kaydırmadan ve kilitlemeden hızını yavaşlatan frendir. Bu fren sisteminin kendine ait bir devresi vardır. 3.2.3. Otomatik Fren Bazı uçakların iniş ve kalkışı esnasında pilotlara düşen görevler mümkün olduğunca azaltılmıştır. Bu durumun başlıca amacı, meydana gelebilecek anormal SAYFA 480


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ durumlarda oluşabilecek panik ortamında uçak emniyetini sağlamaktır. Otomatik fren de pilotlara düşen işleri azaltmak için geliştirilmiş bir sistemdir. Sistemin görevi, inişte ve kalkışta uçak hızını anti skid kayma önleme fren sistemi ile uçağı yavaşlatmaktır. Sistemin kullanılabilmesi için anti skid kayma önleme fren sistemine elemanlar ilave edilmiştir. Bu elemanların başlıcaları bir kontrol ünitesi ile bir seçme düğmesidir. Kontrol ünitesi sistemi yönetir. Seçme düğmesi ise fren şiddetini ayarlar. Şekil 3.2’ de otomatik fren sistemi gösterilmiştir. 3.2.4. Park Freni Kokpitte uçak tiplerine göre değişik yerlere yerleştirilmiş kumandalarla çalıştırılan bir park freni sistemi sayesinde uçakların yerde sabit kalması sağlanmıştır. Şekil 3.3’de park fren sistemi gösterilmiştir. 3.2.5. Uçuş Freni Uçak yerden kalktıktan sonra iniş takımları toplanırken tekerlekleri frenlemek için uçuş freni otomatik olarak çalışır. Bu sistemin kullanım amacı dönmekte olan tekerlekte jiroskopik etkilerin oluşumunu önlemektir. 3.2.6. Acil Fren Birden fazla hidrolik sistemi bulunan uçaklarda fren sistemleri en az iki sistemden beslenir. Sistemlerin birinde basınç olmadığı zaman, diğer sistem fren için kullanılır. Böyle bir uygulama acil fren kullanımını teşkil eder.

SAYFA 481


Y/T:………… REV:


Şekil 3.2: Otomatik fren sistem şeması

Şekil 3.3: Park fren sistemi 4. DİREKSİYON (STEERİNG) SİSTEMİ SAYFA 482


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 4.1. Sistemin Çalışması Bu sistem, burun iniş takımı tekerleklerinin yerde yönlendirilmesini sağlar. Uçakların yer hareketlerinde ana tekerleklere fren uygulanmadan yönünü değiştirmek için bu sisteme ihtiyaç duyulur. Bu sisteme kumanda volanları ile ya da rudder pedalları ile kumanda edilir. yönlendirme işlemi düşük süratlerde pedallar ile, yüksek süratlerde volan ile yapılmaktadır. Şekil 5.1’ de direksiyon sistemi gösterilmiştir. Direksiyon sistemi sadece uçak yer modundayken hidromekanik olarak çalışır. Hidrolik basıncı olmadığı zaman sistem burun iniş takımı tekerleğini nötr pozisyonda tutar. Tekerleklerin serbest dönmesi gerektiğinde (towing işlemleri için) sistemde bulunan bir by pass valfi, sistemi devreden çıkarır. Fren sistemi ile birlikte çalışmasında bir tekerlek frenlenir, diğeri ise serbest bırakılarak yönlendirme işlemi yapılır. Şekil 4.2’ de frenleme ile dönüş gösterilmiştir. Küçük uçaklarda buruna bastırılarak yönlendirme sağlanır.

Şekil 4.1: Steering Sistemi

SAYFA 483


Y/T:………… REV:


11.14 Işıklar

SAYFA 484


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.14.1.IŞIKLAR Uçaklarda aydınlatma sistemleri genellikle üç bölüm halinde incelenir. 1. Harici aydınlatmalar ( Exterior lighs) 2. Dahili aydınlatmalar ( İnterior lights) 3. Acil durum aydınlatmaları ( Emergency lights) olarak sayabiliriz. Bu aydınlatmalar da birçok bölümden oluşur. Aydınlatmalar uçağın imalatçı firma ve modele göre detayda bazı farklılıklar gösterebilir. Burada sözü edilen bu aydınlatma türlerini ve bölümlerini inceleyeceğiz. 11.14.1.1. Harici: navigasyon, iniş, taxi, buz. Harici aydınlatmalar uçağın dış bölümlerinde olup, uçağın iniş, kalkış ve uçuşu sırasında uçağın diğer uçaklar tarafından görülebilmesi (baş ve kuyruk pozisyonları) uçağın ve pilotların görüşünü sağlamak amacı ile kullanılır. Harici aydınlatma genellikle şu bölümlerden oluşur: •

Kanat aydınlatmaları (wing illumination )

•

Seyrüsefer aydınlatmaları ( navigation lights)

•

Pist görüş aydınlatmaları ( runway turnoff)

•

İniş aydınlatmaları ( landing lights)

•

Taksi aydınlatmaları ( taxi lights)

•

Çarpışma önleyici aydınlatmalar ( anti collision)

•

Logo lambaları

Şekil Harici aydınlatma bölümleri

SAYFA 485


Y/T:………… REV:


konumları

Şekil

1.1.

Harici

aydınlatma

lambalarının

Şimdi bu aydınlatma bölümlerini kısaca inceleyelim: 11.14.1.1.1. Kanat Aydınlatmaları Kanat aydınlatma lambaları kanatların gövde ile birleştiği yerdedir. Kanat aydınlatma lambaları kanat hücum kenarlarını aydınlatarak pilotun buz oluşumunu gözlemlemesini sağlar. Gövdenin sağında ve solunda bulunan halojen yapıda lambalardır. Kontrolleri P5 başüstü panelde bulunan çift fonksiyonlu wing switch ile yapılır. Beslemeleri 28 volt AC ground service bus tan yapılır.

Şekil 1.2. Kanat Aydınlatma Devresi 11.14.1.1.2. Navigasyon- Seyrüsefer (pozisyon) Aydınlatmaları ( Navigation lights) Uçaklarda seyrüsefer ışıkları uçağın yön ve istikametini, yani uçağın pozisyonunu belli ederler. Genellikle iki önde bir arkada olmak üzere üç lambadan oluşur. Öndeki lambalar birbirinden mümkün olan en uzak konumlara yerleştirilmesi için kanat uçlarına yerleştirilir. Sağ kanat ucundaki lamba yeşil, sol konumdaki lamba ise kırmızı SAYFA 486


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ renktedir. Bu lambalar 110º lik bir alanı kapsayacak şekilde aydınlatma sağlar. Arka lamba ise beyaz renkte ve her iki tarafta 70º llik bir alanı kapsar. Kumandası baş üstü panelde (P5) bulunan üç konumlu (ON-OFF-ON BAT) switch ile yapılır. Çalışma gerilimi olan 28v AC’yi ana yük merkezindeki (P18 panel) 2 numaralı transfer bustan alır. AC sistemde sorun olması durumunda ise kumanda switch in ON BAT konumuna alınması ile 28V DC batarya bus’tan alır.

SAYFA 487


Y/T:………… REV:


Şekil 1.3. Navigasyon Aydınlatma Devresi

Resim 1.1 Bazı uçak ışıkları

SAYFA 488


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.14.1.1.3. İniş (landing) aydınlatmaları İniş ışıkları uçağın piste inişi ve kalkışı sırasında pilotların pisti rahat bir şekilde görebilmelerini sağlar. İniş ışıkları otomobillerdeki farlara benzer fakat daha yoğundur. Işığı yoğunlaştırmak için parabolik reflektör kullanılır. Sabit ve toplanabilir iniş ışıkları olmak üzere iki tiptir. Sabit iniş ışıkları kanat kök kısımlarında, toplanabilir iniş ışıkları gövde altında ram havası giriş panelleri yakınında bulunur. Toplanabilir iniş ışıkları hava akışına karşı koyabilecek küçük bir motor ile hareket ettirilir.

Resim 1.2. İniş (landing) aydınlatmaları 11.14.1.1.4. Pist görüş ışıkları Pist görüş ışıları kanat kökünün hücum kenarına yerleştirilmiştir. Bu parlak lambalar taksi ve pistten çıkışlarda yan ve ön aydınlatmayı sağlar. İyi aydınlatmanın olmadığı havalimanlarında kullanışlıdır fakat diğer yerlerde gereksizdir. Uçuş esnasında daha çok aydınlatma gerekiyorsa ayrıca kullanılabilir. Kontrolleri P5 paneldeki switchlerden yapılır. Kanat Çalışma gerilimleri P18 ana yük kontrol merkezindeki buslrdan sağlanır. 11.14.1.1.5.Taksi ışıkları Taksi ışıkları pilotların taksi hareketi esnasında pisti net şekilde görmelerini sağlar. Çoğu uçaklarda ön iniş takımının dikmesine yerleştirilmiştir.

SAYFA 489


Y/T:………… REV:


Resim 1.3. Taksi Işıkları

Şekil 1.4. İniş, Taksi Ve Pist Off)Aydınlatmaları Bağlantı Devresi.

SAYFA 490

Görüş(Landing,


Taxi,

Runway

Turn

Y/T:………… REV:


Resim 1.4. Dış Aydınlatma Kontrol Paneli 11.14.1.1. 6. Çarpışma önleme ışıkları ( Anti-collision lights) Çarpışma önleme aydınlatması, uçağın diğer uçak mürettebatı tarafındangörülebilmesini sağlamak amacıyla dizayn edilmiştir.. Gövdenin üst ve alt tarafında olup (uçağın büyüklüğüne göre konumları değişir), çakar (strobe) tiptir ve kırmızı lenslere sahiptir. Döner ışık görüntüsü vardır. Çakma işlemi için düşük basınçta xenon gazı ile dolu cam veya quartz kullanılır. Tüpün içerisindeki iki elektroda yüksek bir voltaj uygulandığında artı bir devre tetiklenir. Tüpü ateşleyecek akım bir kapasitör içinde şarj edici devre aracılığı ile depolanır. Artı devre uçaktan aldığı düşük voltajı yüksek voltaja çevirerek kapasitörü şarj eder. Bir tetikleyici devre aracılığı ile tüp ateşlenerek çakma işlemi gerçekleştirilir.. Kumandası yine P5 paneldeki on-off konumlu anti collision switchinden yapılır.

Resim 1.5. Anti collision lights

SAYFA 491


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 11.14..2. Dahili: kabin, kokpit, kargo Uçaklarda dahili aydınlatmaları (interior lights), •

Yolcu kabin aydınlatmaları ( passenger compartment lights)

•

Uçuş kompartıman (kokpit) aydınlatmaları ( flight compartment lights )

• Kargo ve servis kompartıman aydınlatmaları olarak üçe ayırmak mümkündür. Uçağın tip ve modeline göre bu bölümler içerisinde birçok aydınlatma türleri vardır. Şimdi bu aydınlatma çeşitlerini inceleyelim. 11.14.2.1. Kokpit aydınlatmaları Kokpit aydınlatmaları •

Kokpit genel aydınlatmaları

• Gösterge panelleri aydınlatmaları olmak üzere iki ana kısımdan oluşmaktadır.

Resim 2.1. Uçuş Kabininin Görünüşü

Bu bölümde aydınlatmadaki amaç pilotlara çalışabilmeleri için uygun ortam sağlamaktır. Dome light (tepe ışığı) kokpitin genel aydınlatmasını sağlar. Kaş hizası denen yükseklikte (light shield) pilotların arka plan (background) ışıkları bulunmaktadır. Gösterge panelleri, yedek gösterge aydınlatmaları, sigorta panelleri yine kokpitte aydınlatılan bölümlerdir.

SAYFA 492


Y/T:………… REV:


Şekil 2.1. Tepe ışıkları Uçuş kiti lambası uçak içinde herhangi bir yere aydınlatma gerektiğinde kullanılan ve istenilen yere yönlendirilebilen bir aydınlatma cihazıdır.

Şekil 2.2. Uçuş kiti lambası

SAYFA 493


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Harita ışıkları kaptan ve yardımcı pilota herhangi bir yazıyı okurken veya harita gibi dokümanları incelerken ışıgı istedikleri yere odaklamalarını sağlar.

Resim 2.2. Harita ışıkları Gösterge panel aydınlatmaları ( instrument panel) parçalı olup, ayrı ayrı kontrol edilir. Panel aydınlatmaları transfer bus-1 ve transfer bus-2’den sağlanan 28V AC ile gerçekleştirilir. Aydınlatma miktarı oto trafolarının çalışma gerilimini ayarlamaları ile değiştirilip, istenen düzeyde ayarlanabilir.

Şekil 2.3. Instrument Panel Lighting SAYFA 494


Y/T:………… REV:


Resim 2.3. Captain's Lighting Panel Panellerdeki sigorta aydınlatmaları P6 ana yük merkezinde daha çok sigorta olduğu için üçlü, P18 ana yük merkezi ise ikili aydınlatma ile aydınlatılır. Kumandaları P5 başüstü panelden, beslemesi 2 numaralı transfer bus’dan 28V AC olarak gerçekleştirilir.

SAYFA 495


Y/T:………… REV:


Şekil 2.4. Circuit Breaker Lighting

11.14..2.2. Yolcu Kabini Aydınlatmaları Yolcu kabini aydınlatmaları genel olarak tavan ve pencere aydınlatmalarından oluşur. Antre giriş ve eşik aydınlatmaları giriş kapıları için ilave aydınlatmalardır. Diğer kabin aydınlatmaları ise tuvalet ışıkları, yolcu ikaz ışıkları, yolcu okuma ışıkları, hostes çağırma ışıkları olarak sayılabilir. • Giriş antre aydınlatmaları: Ön ve arka olarak iki bölüme ayrılır. Her iki bölümde giriş aydınlatmasında ikişer fluoresant lamba bulunur. Bunlar enerjisini 115 V AC olarak P 18 paneldeki ground service bus’tan alır. Yine ön ve arkada birer adet bulunan eşik ışıkları enerjisini 28V AC olarak P18 paneldeki 28V AC ground service bus’tan alır. Uçak yerde servis durumunda iken harici güç girişi olması durumunda ise giriş aydınlatmaları hem ön hem arka girişte bulunan 28V DC ile çalışan ışıklar ile yapılır. Bu ışıklar enerjisini 28V DC olarak P6 panelde bulunan 28 V DC hot batarya bus’tan alır. Bu aydınlatmaların kumandası ön ve arka hostes hizmet panellerindeki switchler ile yapılır. • Tavan (ceiling) aydınlatmaları için kullanılan fluoresant lambalar, bagaj bölmelerinin üst tarafında kabin duvarına doğru monte edilmiştir. Ön hostes hizmet panelindeki switchler ile kontrol edilen tavan aydınlatmaları, istenildiğinde 28V AC gerilim ile loş (dim), istendiğinde 115 V AC gerilim ile parlak çalışma seçeneğine sahiptir. SAYFA 496


Y/T:………… REV:


Yolcu uyarı ışıkları genellikle üç adettir. Bunlar:

• Emniyet kemerlerinizi bağlayın (Fasten seat belts) : Gerekli durumlarda yolcuları emniyet kemerlerini bağlamaları için uyarmak amacı ile kullanılır. Her yolcunun, yolcu ikaz aydınlatma ünitesinde bulunur. P5 paneldeki üç konumlu ( on-auto-off) konumlu switch ile kumanda edilir. • No smoking (Sigara içmeyiniz): Gerekli durumlarda yolcuların sigara içmemelerini, içiyorlarsa söndürmelerini sağlamak amacı ile kullanılır. Her yolcunun, yolcu ikaz aydınlatma ünitesinde bulunur. P5 paneldeki üç konumlu (on-auto-off) konumlu switch ile kumanda edilir. • Return to Seat (Koltuğunuza dönün-oturun): Gerekli durumlarda yolcuların ayakta bulunmalarını engellemek için kullanılır. Ön ve arka tuvaletlerde bulunur. P5 paneldeki üç konumlu (on-auto-off) konumlu switch ile kumanda edilir. Yolcu ikaz ışıklarının bağlantı devresini incelediğimizde şunları görüyoruz: 1. No smoking röle iki durumda enerjilenir. Birincisi no smoking switchinin “ON” konumuna alınması ile, ikincisi bu switch “AUTO” konumda iken iniş takım kolunun “DOWN” konumuna alınması ile. Bu iki durumda no smoking rölesi 28 V DC bus-2 den gelen akımın, switchlerin üzerinden şaseye ulaşması ile enerjilenir, kontaklarını kapatır. 28V AC trf bus-1 den gelen akım kapanan no smoking röle kontağından geçerek, no smoking lambalarının yanmasını sağlar. 2. Seat belt röle de no smoking röle gibi iki durumda enerjilenir. Birincisi seat belt switchlerinin “ON” konumuna alınması ile, ikincisi bu switch “AUTO” konumda iken flapların sarkık olması, flap switchinin “NOT UP” konumunda olması ile. Bu iki durumda seat belt rölesi 28 V DC bus-2 den gelen akımın, switchlerin üzerinden şaseye ulaşması ile enerjilenir, kontaklarını kapatır. 28V AC trf bus-1 den gelen akım, kapanan no seat belt röle kontaklarından geçerek, fasten seat belt ve return to seat ışıklarının yanmasını sağlar.

SAYFA 497


Y/T:………… REV:


Şekil 2.5. Yolcu İkaz Işıkları

Resim 2.4. Yolcu İkaz Işıklarının Kumanda Paneli

SAYFA 498


Y/T:………… REV:


Resim 2.5. Yolcu Kabini Işıklarından Zemin Aydınlatma Kumanda Paneli • Yolcu okuma ışıkları her bir yolcu uyarı ünitesinde ( PSU) üç adet okuma lambası bulunur. Her bir lamba kendisine ait push buton tip switchler ile kumanda edilir. Bu lambaların çalışma gerilimi 28V olup, sabittir. Yani ışıkların ışık akısı yolcular tarafından değiştirilemez

Şekil 2.6. Yolcu Okuma Lambaları SAYFA 499


Y/T:………… REV:


Resim 2.6. Yolcu okuma lambaları 11.14..2.3. Kargo ve Servis Kompartıman Aydınlatmaları Kargo ve servis kompartıman aydınlatmalarının amacı, kargo taşıma, yükleme, boşaltma ve diğer servis hizmetlerinin sağlıklı olarak yapılabilmesi için uygun ortamın sağlanmasıdır. Kargo kompartımanında iniş takımları bölgelerinde ve diğer servis kompartımanlarında tepe lambaları ve projektörler (dome–flood ) mevcuttur. Kompartıman, aydınlatma bölümleri ve ışık sayıları: Burun iniş takım yuvası: 2 Burun alt kompartımanı: 3 Ön kargo kompartımanı: 5 Elektronik kompartıman: 2 A/C kompartıman: 9 Ana iniş takım yuvası: 2 Arka kargo kompartımanı: 6 APU kompartımanı: 1 Arka aksesuar kompartımanı: 2 SAYFA 500


Y/T:………… REV:


Şekil 2.7. Kargo Kompartıman Aydınlatması 11.14.3. Acil durum Acil durum ( emergency) aydınlatmaları, çıkış uyarı ışıklarını ve çıkış yolunu normal gücün olmadığı durumlarda otomatik olarak devreye alarak aydınlatırlar. Bu aydınlatmalar uçuş kompartımanı ve yolcu kabininde olduğu gibi, uçağın dış gövde kısmında da mevcuttur.

SAYFA 501


Y/T:………… REV:


Şekil 3.1. Çıkış ışıkları Yolcu kompartımanında bulunan emergency ışıkları, döşeme ve bagaj kısımlarında yer alırlar. Kabin tahliyesi sırasında, kabin içerisinde duman vs. gibi nedenlerle görüş kaybı olması halinde, normal ışıklar yetersiz kalabileceğinden, yolcu ve personeli yol göstermesi amacı ile döşeme aydınlatma ışıkları konmuştur ( floor proximity lighting). Bu sistem gücünü batarya buslardan alır ve emergency ışıkları aktif olduğu sürece devrede kalır. Kızak ışıkları uçağın etrafındaki çıkış bölgelerini aydınlatır. Kızak ışıkları tüm çıkış yüzeylerinin dış kısmında bulunurlar.

Şekil 3.2. Kaçış kızakları ışıkları SAYFA 502


Y/T:………… REV:


11.15 Oksijen

SAYFA 503


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1. Oksijen Sistemine Genel Bakış Oksijen, uçaklarda aşağıdaki sebeplerle kullanılabilir; • • •

Uçağın iç basıncı azaldığında Acil durumlarda İlk yardımda

İhtiyaç halinde kullanılmak üzere uçaklarda üç farklı bölümde oksijen sistemi bulunmaktadır. • • •

Uçuş ekibi oksijen sistemi Yolcu oksijen sistemi Taşınabilir oksijen sistemi

Uçuş ekibi oksijen sistemi diğer sistemlerden bağımsızdır. Yüksek basınçlı gaz sistemidir. Sivil ve askeri uçaklarda mutlaka bulunması gerekmektedir. Ayrıca askeri savaş uçaklarında bu sistem doğrudan pilotlara özel maskelerden verilmektedir. Bunun sebebi ise bu uçakların kabinlerinin basınçlandırılmamasıdır.

Resim 1.1: Askeri savaş uçaklarında kullanılan oksijen maske ve bağlantıları Uçuş ekibi oksijen sisteminde kullanılan oksijen silindirleri genelde aviyonik kopartmanın da veya ön kargo kompartımanının sağ tarafında bulunur. Çevresi temiz, yağlardan ve ısıdan uzakta bulunmalıdır. Manifoldtan boru ve hortumlarla uçuş ekibi oksijen maskelerine oksijen gönderilir. Yolcu oksijen sisteminde ise kimyasal oksijen jeneratörleri kullanılır. Jeneratörler yolcuların başı üzerinde yolcu servis ünitesindedir (Passanger Service Unit-PSU). Her kimyasal jeneratör ayrı ve 2 ile 4 adet oksijen maskesini besleyebilir. Maskeler esnek borularla kimyasal oksijen jeneratörlerine bağlıdır. Taşınabilir oksijen sistemleri ise ilk yardım amacıyla uçağın çıkış bölmelerinde ve bütün ekipmanların üzerindedir. Oksijen renksiz, kokusuz, tatsız ve yanmayan bir gazdır. Ancak oksijen yanmanın meydana gelebilmesi için olmazsa olmazlardan biri olarak bilinen “YAKICI GAZDIR”. Tüm yanmalarda mutlaka oksijen vardır. Yangınların meydana SAYFA 504


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ gelmesi, malzemeler üzerinde korozyonun oluşumu ve motorlar içinde yanmanın meydana gelmesi gibi örnekler artırılabilir. Oksijen, organizmanın en önemli ihtiyaçlarından olduğu gibi işleyişinin de en büyük yardımcısıdır. İnsan vücudundaki her bir hücrenin canlılığını sürdürebilmek için enerjiye ihtiyacı vardır. Bu enerji, besin öğelerinin ve oksijenin kullanılmasını gerektiren bir dizi kimyasal olay sonucu sağlanır. Hücre, içerisinde bulunduğu sıvı ortamdan glikoz(şeker) ve oksijeni alır. Bu maddeler hücre düzeyine kadar kanla taşınır. Glikozun hücre içerisinde parçalanması ile sonuçlanan kimyasal olaylar sonucunda açığa çıkan enerji insan vücudunda depolanır. Bu da bir oksitlenme ya da yanma olayıdır. Ayrıca insan hayatı için başka bir önemi de vücuttaki kanı temizleyebilmesidir. Açlığa, susuzluğa ve uykusuzluğa uzun süre dayanabilen insanlar oksijensizliğe dayanamaz, eğer 3-5 dakikadan uzun süre solunum durursa hayatları tehlikeye girer. Özellikle beyin dokusunda olmak üzere başlayan doku zararı ölümle sonuçlanabilir. Daha sonra bahsedeceğimiz hipoksiya ve anoksiya gibi rahatsızlıklar ortaya çıkar. Bilindiği gibi atmosferdeki havanın içerisinde %78 azot, %21 oksijen ve %1 diğer gazlar bulunur.

Şekil 1.1: Atmosferde bulunan gaz oranları Gazların yüzde oranı her yükseklikte aynıdır. Ancak gazlarda yükseklik arttıkça basınç ve yoğunluk ters orantılı olarak azalacaktır. Basınç ve yoğunluğun azalması ile birlikte oksijenin ve diğer gazların oranında bir değişiklik olmaz yine oksijen oran % 21’ dir. Ancak bulunulan seviyede oksijenin yoğunluğu az olduğundan çektiğimiz havanın içerisindeki oksijende az olacaktır. Şekil 1.1’de: atmosferde bulunan gaz oranları görülmektedir. Şekil 1.2’de görüldüğü gibi yükseklik arttıkça oksijenin yoğunluğu hava içerisinde azalmaktadır. En uygun oksijen miktarı deniz seviyesindedir. Çünkü insan vücudu için yeterli miktar da oksijen vardır. Onbin feet’de bu oranın 2/3’ü, onsekizbin feet’de yarısı kadardır.

SAYFA 505


Y/T:………… REV:


Şekil 1.2: Yükseklik ve gazların yoğunlukları arasındaki ilişki Basıncın azalması ile oksijen miktarı da azalır. Aşağıdaki tabloya baktığımızda, deniz seviyesinde basınç 760 mm civa basıncında iken oksijenin bu değerdeki oranı; (%21=0,21) Oksijenin Oranı = 760 X 0,21 = 159’ dur. Dikkat edilirse, normal basınç azaldıkça oksijende basınca bağlı olarak mm civa basıncı cinsinden azalmaktadır.

Tablo 1.1: Yüksekliklere bağlı olarak atmosferik basınç ve oksijen basınç oranı Yükseklik arttıkça yoğunluğa bağlı olarak oksijen miktarı azalacağından, insanlarda bir takım rahatsızlıklar meydana gelecektir. Oksijen yetersizliği ile hipoksiya adı verilen rahatsızlıklar başlar. Bu rahatsızlık beyin ve sinir sistemlerinde etkili olur. Bol miktarda alınmış alkol ve uyuşturucu etkisine sahiptir. Hipoksiya adını verdiğimiz rahatsızlıklar normal insanlar için sekiz bin feet civarında başlar. İlk belirtileri tembellik, uyuşukluk, tepkilerdeki yavaşlama ve uyuma isteğidir. Geceleri bu değer 5000 feete kadar düşer. Bunun sebebi ise gözdeki retinanın erken yorulmasıdır. Yaklaşık 15000 feetde bu belirtiler daha çok artar. Hareketler çok yavaşlar, ayakta uyuma, yanlış karar verme ve konuşma, ayağa kalkma gibi basit görevleri yerine getiremez. 20000 feet yükseklikteki basınca ve oksijen eksikliğine maruz kalan bir pilot göstergeleri okuyamaz, duyamaz, karar veremez ve genel fiziksel hareketlerini kaybeder. Daha yükseklere çıkıldığında ise ölüm kaçınılmaz olur. Akciğer içindedeki alveol adı verilen baloncukların patlaması ile akciğerler görevini yapamaz ve ölüm meydana gelir. SAYFA 506


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Oksijensiz ortamda fazla kalındığında ise kalp krizi, felç, kalıcı tik gibi rahatsızlıklar meydana gelirse, bu tip rahatsızlıklara da anoksiya adı verilir. Tabi ki insanların yapısı, yaşı ve hastalıkları yukarıdaki rahatsızlıklarda etkili olur. Ancak uçaklar yüksekte uçmak zorundadır. Birinci ve en önemli neden bir uçağın çevresindeki hava miktarı ne kadar az olursa sürtünme de o kadar az olacaktır. Bu nedenle, uçak ne kadar yükseğe çıkarsa o kadar az hava ve bir o kadar da az sürtünme (drag) demektir. Gaz türbünli motorlar daha seyrek hava olan ortamlarda yakıt yönünden daha ekonomiktirler. Ayrıca hava sürtünmesinin azalması uçak gövdesine daha az yük bindirir, daha fazla sürat yapılabilir. Uçakların azami hızları çok yükseklerde ölçülen hızlarıdır. Deniz seviyesinde bu hızı yapamazlar, yüksek hız söz konusudur gövdede hasar meydana gelebilir.

Resim1.2 : Birçok avantajından dolayı uçaklar yüksekten uçmak zorundadır

Ayrıca yüksekten uçmak birçok atmosfer olayının cereyan ettiği tabakadan yukarda olmayı sağladığı için hava olaylarından yağmur, bora, fırtına türbülanstan etkilenme derdi olamaz. Daha rahat ve sarsıntısız bir seyir sunar. 1.5. Havacılık Oksijeni Endüstride üç tip oksijen kullanılmaktadır. Bunlar; • Havacılık Oksijeni • Tıbbi Oksijen • Kaynak Oksijeni Havacılık oksijeni oldukça kuru olduğundan yükseklerde donma gibi bir tehlike oluşturmaz. Bu sayede valflerde buzlanma meydana gelmediği gibi korozyonuda ortadan kaldırır. Ayrıca oksijen tüplere doldurulurken tamamen temizlenerek doldurulduğu için tıkanma veya kirlenme yapmaz. Tıbbi oksijen içerisinde su tanecikleri bulunduğundan havacılıkta tercih edilmez. Kaynak oksijeni kesinlikle kullanılmaz. Çünkü sadece kaynak amaçlı olduğu için kirlidir ve sistemde tıkanma yapar. Havacılık oksijeni yeşil renkte tüplerde ve üzerinde “AVIATIOR BREATHING OXYGEN” etiketi bulunur. Şekil 1.3’de oksijen tipleri görülmektedir.

SAYFA 507


Y/T:………… REV:


Şekil 1.3: Oksijen tipleri 1.6. Oksijen Elde Edilmesi Oksijenin elde edilmesini de endüstriyel ve laboratuvar amaçlı olmak üzere iki yönden incelemek gerekir. Endüstride oksijenin en önemli elde edildiği yer atmosfer havadır. Havanın hacimce % 78’ i azot, % 21 oksijen ve %1 ‘i argon, neon, karbondioksit, su buharı gibi öteki gazlardır. Hava -196°C nin altına soğutulacak olursa sıvılaşır. Daha sonra sıvı hava buharlaşmaya bırakılacak olursa -196°C de azot uzaklaşır, geride oksijen kalır. Oksijen içindeki diğer gaz ve yabancı maddeler aşamalı buharlaştırma ile uzaklaştırılır. Oksijen gazı–183 °C’de tamamen sıvı halde olur. Elde edilen oksijen gazı tanklara doldurulur ve daha sonra kullanılmak üzere saklanabilir. 2.Uçuş Ekibi Oksijen Sistemi Uçuş ekibi oksijen sitemi, uçuş ekibinin, tüp içinde depolanan basınçlı oksijen ile ani basınç düşümü, zehirli gaz ve duman durumunda ihtiyacını karşılar. Uçuş kabini yüksekliği 12.000 feet’e geçtiği zaman devreye girer. Ayrıca uçuş kabini içerisinde zehirleyici gaz veya duman varsa kullanılır. Askeri ve sivil uçaklarda yerleri ve sistemleri farklı olsa da her personelin kendine ait maskesi vardır. Maskeler hariç bu sistemin parçaları elektronik kompartımanındadır. Uçuş ekibi oksijen sistemi yapısı aşağıdaki şekildeki gibi yerleştirilmiştir. Uçuş ekibi oksijen sistemi; oksijen tüpleri, basınç regülatörleri, açma-kapama valfleri, yüksek basınç deşarj ve indikatörü, basınç göstergeleri, oksijen dağıtım hattı, tüp doldurma hattı, oksijen maskelerinden meydana gelmiştir. Şekil 2. 1’de: uçuş ekibi oksijen sistemi şeması görülmektedir.

SAYFA 508


Y/T:………… REV:


Şekil 2. 1: Uçuş ekibi oksijen sistemi şeması 2.2.1. Oksijen Tüpleri Uçuş ekibi için gerekli olan oksijeni depolar. Uçaklarda sayıları bir ve birden fazla olabilir. Çelik veya kompozit malzemelerden yapılırlar. Kompozit tüplerin ömrü 15 yıl, çelik tüplerin ömrü 10 yıldır. Ancak bu süreler kullanım yeri ve şekline göre değişebilir. Belirli periyotlarda üretici firmanın belirttiği şekilde kaçak testleri yapılmalıdır.

Resim2. 1: Kompozit oksijen tüpleri (solda) ve çelik oksijen tüpleri (sağda) Genelde yeşil renk olup askeri nakliye uçaklarında sarı renktedir. Üzerinde “BREATHING OXYGEN” etiketi vardır. Resim 2.2 ‘de çeşitli boylarda havacılık oksijen tüpleri görülmektedir.

SAYFA 509


Y/T:………… REV:


Resim2.2 : Çeşitli boylarda havacılık oksijen tüpleri Uçaklarda aviyonik kompartımanında, ön kargo kompartımanının sağ duvarına veya askeri uçaklarda uçuş kabininin altında yer alır. Uçuş ekibi oksijen tüpleri 70 °F (21 °C)’ da 1850 PSI basınçla doldurulur. Yolcu uçaklarında maksimum kapasiteleri 3200 litredir. Şekil2.2; oksijenin tüpünün aviyonik kompartımanında yerleşimi görülmektedir.

Şekil 2. 2: Oksijenin tüpünün aviyonik kompartmanında yerleşimi Oksijen tüplerinin başlıca parçaları: • Açma kapama valfi • Basınç göstergesi • Isı dengeleyici • Basınç regülatörü • Basınç ileticisi (tranducer) • Yüksek basınç deşarj hattı • Uçuş kompartmanı ikmal hattı • Tüp Doldurma(ikmal) hattı Oksijen basıncını 60-85 PSI a düşmesini sağlar. Üzerindeki rahatlatma valfi ile akış hattı basıncı 100 PSI den yüksek ise açılarak fazla basınçlı oksijenin dışarı atılmasını sağlar. Airbus tipi uçaklarda tek parça halinde iken Boeing uçaklarında önce basınç düşürücü daha sonra basınç regülatörü bulunur. Resim 2.3’de oksijen basınç regülatörü görülmektedir.

SAYFA 510


Y/T:………… REV:


Resim2.3: Oksijen basınç regülatörü İhtiyaç halinde oksijenin dağıtım hattına gidebilmesi için tüpü açıp kapayan valfdir. Isı meydana gelmemesi için yavaş açılıp kapanmalıdır. Resim 2. 4: Oksijenin tüpü açma kapama valfleri (sağdaki bilyalı tip)görülmektedir.

Resim 2. 4: Oksijenin tüpü açma-kapama valfleri (sağdaki bilyalı tip) 2.2.4. Basınç Göstergeleri Açma kapama valfinin pozisyonuna bakılmaksızın tüpteki oksijen basıncını gösterir. Ayrıca tüp üzerinde bulunan basınç transduceri ile uçuş kompartmanındaki basınç göstergesine (EICAS, ECAM) ve doldurma ünitesine elektriksel sinyal gönderilerek basınç değerlerini verir.

SAYFA 511


Y/T:………… REV:


Resim 2. 5: Uçuş ekibi oksijen sisteminde kullanılan göstergeler Basınç göstergeleri üzerindeki renkler tüpteki basıncın durumunu gösterir. Kırmızı renk basıncın yüksek, yesil renk oksijenin var olduğunu olduğunu gösterir. Ideal oksijen basıncı daha önce belirtildiği gibi oksijen tüplerinde 1850 PSI idi. Bu değer uçak tipine göre 1500 ile 1850 arasında değişir. Resim 2. 5’de uçuş ekibi oksijen sisteminde kullanılan göstergeler görülmektedir. Aşırı sıcaklık veya başka bir sebeplerden dolayı tüplerde aşırı basınç artışında, oksijen bu yüksek basınç deşarj hatlarından dışarıya atılır. Yüksek basınç deşarj hattına ait kırılgan disk tüpü aşırı basınçtan korur. Oksijenin aşırı basıncı durumunda disk kırılırsa fazla olan oksijen dışarı atılacaktır. Oksijenin dışarı atılması durumunda uçak gövdesi üzerindeki yeşil indikatör diski dışarı atılarak tüpte olabilecek herhangi bir problemi gösterir. Aşırı basınç deşarj hattı açma-kapama valfi açık veya kapalı olsa da sürekli olarak çalışır.

Şekil 2. 3: Uçuş ekibi oksijen sistemi yüksek basınç deşarj indikatörü

Resim 2.6: yüksek basınç deşarj indikatörü SAYFA 512


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Basıncı ayarlanmış oksijenin maskelere ulaşmasını sağlayan hattır. Hat üzerinde uçuş kompartmanından kontrol edilen düşük basınç valfi bulunur. Oksijen dağıtım hatlarında kullanılan borular, sabit ve hareketli yerlerde kullanım şekline göre metal ve esneyebilen lastik hortumlardan yapılır. Tüp doldurma hattı ve basınç regülatörlerine kadar genellikle basınca dayanıklı metal, regülatörden maskelere kadar lastik veya alüminyum borular kullanılır. Şekil 2.4’de uçuş ekibi oksijen sisteminin tüpten itibaren uçuş kompartmanına dağılımı görülmektedir.

Şekil 2. 4: Uçuş ekibi oksijen sisteminin tüpten itibaren uçuş kompartmanına dağılımı 2.2.7. Tüp Doldurma Hattı Basıncı azalmış veya boşalmış oksijen tüplerinin doldurulmasını sağlayan servis bağlantılarıdır. Bu bağlantı üzerindeki çek valfler tüpün ters akışını engeller. Resim2.7’de uçuş ekibi oksijen sistemi tüp doldurma bağlantısı görülmektedir.

Resim2.7: Uçuş ekibi oksijen sistemi tüp doldurma bağlantısı 2.2.8. Uçuş Ekibi Oksijen Maskeleri Uçuş ekibi oksijen maskeleri her uçuş ekibi elemanına ayrı ayarlanabilir oksijen kaynağı ile beslenir. Maskeler uçuş kabini içinde uçağın tipine göre sayısı beşe SAYFA 513


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ kadar çıkan özel kutulara yerleştirilmiştir. Maskeler aşağıdaki parçalardan oluşmuştur. • • • • • •

Sert plastikli burun koruması Şişirilebilen başa bağlama donanımı Zırhlı esnek oksijen ikmal hortumu Mikrofon başlık ve radyo jack bağlantısı Koruma gözlüğü Maske regülatörü

Bu koruma pilot veya uçuş elemanının rahat konuşabilmesi için sert plastikten yapılır. Pilotun oksijeni rahat almasını sağlayıp burnu da korur. Maske başa takıldıktan sonra ilgili kırmızı renkteki tutamağa basıldığında esnek hortumlar oksijenle şişerek uçuş personelinin baş kısmını kavrar. Bu sayede uçuş personelinin baş büyüklüğü ne olursa olsun maskenin başı tamamen kavraması sağlanır.2.2.8.3. Zırhlı Esnek Oksijen İkmal Hortumu Maskenin kutusundan personele rahat ulaşmasını sağlar. Kutudan sisteme bağlıdır. Maskeye pilotun havaalanı radarı veya diğer uçaklarla irtibatını sağlamak amacıyla maskeye eklenen alıcı vericilerdir. Burun korumasının hemen üzerindeki bu kısım hem pilotun rahat görüşünü sağlar hem de gözlerini korur. “Diluter Demand Regulator” ismini alan bu regülatörler oksijen miktarını ayarlar. Yani 2 pozisyonu vardır. birinci pozisyonda nefes alındıkça oksijen gönderilir. İkinci pozisyon ise acil modu olup sürekli oksijen akışını sağlar. Maskeleri kutularından çıkarabilmek için kırmızı renkteki tutacağından çekilir.

SAYFA 514


Y/T:………… REV:


Şekil 2.5: Uçuş ekibi oksijen sistemi maskesi 2.2.8.1. Sert Plastikli Burun Koruması

Resim2. 8: Uçuş ekibi oksijen sistemi maskesinin kapalı ve açık durumu Şişirilebilen başa bağlama donanımı yine kırmızı renkteki tutamağa basılarak şişirilir. Maske tek elle şişirilebilir. Başa bağlama donanımı sistemdeki oksijen ile şişer. Maske üzerindeki regülatörden basınç ayarlanır. Uçuş yüksekliği istenilen seviyeye gelene kadar oksijen maskesi kullanılır. SAYFA 515


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Resim2. 8;de uçuş ekibi oksijen sistemi maskesinin kapalı ve açık durumu görülmektedir. Oksijen paneli uçuş kompartmanında baş üstü panelinde P5’tedir.Pilota oksijen tüpü basıncını gösterir. Bu gösterge yuvarlak, ışıklandırmalı ve 1- 200 PSI basıncı ölçer. Panel üzerinde oksijen sistemini devreye sokmak için kumanda şalterleri de bulunur. Ayrıca airbuslarda ECAM, boeinglerde EICAS adı veilen sistem indikatörlerinden de, kontrol edilebilir. Şekil 2.6 ‘da uçuş ekibi oksijen sisteminin baş üstü paneli ve ECAMdaki indikatörler görülmektedir.

Şekil 2.6: Uçuş ekibi oksijen sisteminin başüstü paneli ve ECAM’daki indikatörler 2.5. Uçuş Ekibi Oksijen Sistemi Kontrolleri Uçuş ekibi oksijen sistemlerinin bakımları yapılırken sistemde kaçak testi, gösterge değerlerine ve yüksek basınç deşarj indikatörü olan yeşil diskine bakılır. Ayrıca oksijen maskesinin aktifliği üzerindeki OXY-ON bayrağı ilke kontrol edilir. Oksijen maskesi kutusu üzerinde bulunan “TEST/RESET LEVER” kolu kaldırıldığında kutu üzerinde bulunan sarı renkteki OXY-ON bayrağı açılıp kapanması sistemin hazır olduğunu gösterir. Yani sistem çalışıyor demektir. Oksijen sistemi bakımı özel dikkat ve temizlik gerektirir. Oksijen sistemleri temiz ve kuru tutulmalı, tavsiye edilen temizlik malzemeleri kullanılmalıdır. Yağ, gres, kir ve diğer patlayabilir maddelerin oksijen sistemine dokunulmasına izin verilmemelidir. Bu maddeler basınçlı oksijene maruz kaldığında tutuşabilir ve patlamaya neden olabilir. Yangın ve patlama, kişileri yaralayabilir, ekipmana zarar verebilir ve hepsinden önemlisi uçağın düşmesine sebep olabilir. Yolcu oksijen sistemi, yolcular ve kabin görevlilerine kabin basıncının düşmesi durumunda oksijen sağlar. Yolcu oksijen sistemlerinin devreye girmesi üç şekilde olur. • Kabin yüksekliğinin 14 000 feet’e ulaşması(kabin basıncının düşmesi) durumunda otomatik olarak açılması • Sevis işlemleri esnasında koruyucu mandal anahtarı ile teknisyen tarafından manuel ile açılması • Uçuş kabini içerisinde pilot tarafından açılması SAYFA 516


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Bu sistemin çalışmasında mevcut oksijen uçak emniyetli yüksekliğine gelene kadar yetecek kapasitededir. Bazı uçaklarda ise yolcu oksijen sistemi oksijen jeneratörü yerine sayıları değişen sayıda oksijen tüpleri ile beslenir (Boeing 727– 200).Bunlarda dağıtım boruları ile uçuş, yolcu ve tuvalet kabinlerine kadar oksijen ulaştırılır. Ancak bu tip sistemler çok yer kaplayıp, ağırlığı artırdıkları için yolcu uçaklarında oksijen jeneratörlü yolcu oksijen sistemi kullanılmaktadır.

3.Yolcu Oksijen Sistemi Yolcu oksijen sistemi yolcu servis ünitesi(Passenger Service Unit-PSU) adı verilen özel yapılmış kutuların içerisinde bulunur. Yolcu servis üniteleri yolcuların baş üstünde yer alan kısımlarda, tuvalet servis ünitesi ve kabin servis ünitelerinde bulunur. Sistem genelde kimyasal oksijen jeneratörleri, kilit mekanizması, tutucu ip, maske ve indikatörden meydana gelmiştir.

Resim 3.1: Yolcu servis ünitesi (Passenger Service Unit-PSU) yerleri 3.3. Yolcu Servis Üniteleri (PSU) Yolcu servis üniteleri her yolcu koltuğunun üzerine gelecek şekilde tavana yerleştirilmiştir. Her ünitenin kendine ait bir oksijen jeneratörü bulunmaktadır. Ayrıca servis ünitelerinin içerisinde esneyebilen hortumlar, otomatik kilit mekanizmaları, tutucu ip ve yolcu koltuğu sayısından bir fazla oksijen maskesi bulunur. Maskenin bir fazla olmasının sebebi yolculuk esnasında yolcunun yanında çocuğunun olması durumunda kullanılmak üzere yerleştirilmiştir. Bu üniteler yolcu kabini dışında tuvaletlere ve kabin görevlilerini bulunduğu yerlere konur. Oksijen maskeleri ile diğer parçalar servis işlemlerinde düzgünce katlanarak ünite içerisinde korunur. Maskelerin açılması için PSU’ların muhafaza kapağı kilit ayırma çalıştırıcısı enerjilenir. Test maksatları ile kapakların tam olarak açılmamasını sağlayan test düğmeleri kullanılır. Resim 3.1’de yolcu servis ünitesi (Passenger Service Unit-PSU) yerleşimi görülmektedir.

SAYFA 517


Y/T:………… REV:


Resim 3.2:Yolcu servis ünitesinin (Passenger Service Unit-PSU) açılmış hali Kilit mekanizması, gerektiğinde maskeleri açmak için onları servis ünitesinden kapak sayesinde kapalı tutar. Her servis ünitesinde birer kilit mekanizması bulunur. Kilit mekanizması; bir kilit, yay yüklü açıcı ve bir selenoid kumandalı açıcıdan meydana gelmiştir. Kilit serbest bırakma selenoidleri uçuş kompartımanında bulunan oksijen panelindeki yolcu oksijen şalteri veya otomatik basınç şalteri ile enerjilendirilebilir.

Şekil 3.1: Yolcu servis ünitesi (Passenger Service Unit-PSU) kontrol paneli Kapaklar, selenoidlerden bağımsız olarak “Maintenance Release Tool” (MRT) aleti ile teknisyen tarafından açılabilir. Şekil 3. 2’de yolcu servis ünitesinin manuel olarak açılması görülmektedir.

Şekil 3. 2: Yolcu servis ünitesinin manuel olarak açılması 3.3.2. Oksijen Jeneratörleri SAYFA 518


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Kimyasal oksijen jeneratörleri ihtiyaç halinde yolculara oksijen sağlamak amacıyla içerisindeki sodyum klorür(NaClO3) ile demirin(Fe) tepkimesi ile oksijen gazını meydana getirir. Tepkime aşağıdaki gibi meydana gelmektedir. NaClO3 + Fe → NaCl + FeO + O2 Reaksiyon jeneratör içindeki tüm NaCl tükenene kadar devam eder. Jeneratörler yaklaşık dakika boyunca oksijen sağlayabilirler. Şekil 3. 3’ de Oksijen jeneratörünün içyapısı görülmektedir.

Şekil 3.3: Oksijen jeneratörünün iç yapısı Üretilen oksijen gazı filtreden geçtikten sonra çıkış manifoldundan hortumlara geçer. Jeneratörlerin normal iç basıncı 10 PSI dır. İç basıncın 50 PSI ’a ulaşması durumunda manifoldların üzerinde bulunan basınç rahatlatma valfi, oksijenin bir kısmını dışarı atarak jeneratörde oluşabilecek fazla basıncı önler.

Resim 3.3 Oksijen jeneratörü Reaksiyon sırasında jeneratörün etrafında 450 °F(232 °C)’lık sıcaklık meydana gelir. Jeneratör üzerinde ısı hissedici özel banttan indikatör vardır. Bant normalde sarı renktedir. Reaksiyonla oluşan sıcaklık sonunda rengi siyaha döner, kullanılan SAYFA 519


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ jeneratörler tekrar kullanılamaz ve doldurulamaz. Gösterge siyah ise jeneratör mutlaka değiştirilmelidir. Maskeler uçak yolcularına ve kabin görevlilerine uçuş esnasında ani basınç düşmesinde, yolcu oksijen sistemindeki oksijeni uçak güvenli yüksekliğe gelene kadar sağlar. Oksijen maskeleri sabit iken PSU ‘larda bulunur. Açıldığı anda tutucu iplerle asılı durumda olur.

Şekil 3. 4 : Yolcu oksijen sistemleri oksijen maskelerinin açılmış hali Şekil 3. 4 ‘de yolcu oksijen sistemleri oksijen maskelerinin açılmış hali görülmektedir. Ateşleme pimine bağlı olan çalıştırma (aktivasyon) pimi maskelere tutucu iplerle bağlanmıştır. Jeneratöre bağlı bulunan maske yüz seviyesine çekildiği anda ipin ucuna bağlı bulunan çalıştırma pimi tetiklenmiş olur. Pimin tetiklenmesi ile kimyasal reaksiyon yaklaşık 10 saniye içerisinde başlar. Maske yüze takılır ve baş bandı takılır. Maske üzerinde bulunan valflerle nefes alındığı zaman oksijenin maske içerisine girmesi sağlanır. Nefes alınmadığında içeri oksijen girmez.

Resim3.4: Yolcu oksijen sistemleri oksijen maskelerinin açılması Her jeneratör üzerinde genelde koltuk sayısından bir fazla maske bulunur. Bunun sebebi ise yolcunun yanında çocuğunun bulunabileceğidir. Maske takılması gerektiğinde yolcunun yanında çocuğu varsa önce kendisinin takması daha sonra çocuğuna takması kabin görevlisi tarafından her uçuştan önce söylenir.

SAYFA 520


Y/T:………… REV:


Resim3.5: Kabin servis görevlileri uçuştan önce oksijen maskeleri ve kullanımı hakkında bilgi verirler. 4.Taşınabilir Oksijen Sistemi Taşınabilir oksijen sistemi ilk yardım ve besleme amacıyla kullanılır. Ayrıca bu sistem kabin görevlileri herhangi bir yangın durumunda kabin görevlilerini zararlı gazlara karşıda korur. Taşınabilir oksijen sistemleri kabin görevlilerinin kolay ulaşabileceği yerlere konulmalıdır. Genelde uçuş kabini ve çıkışlara yakın yerlerde bulunur. Taşınabilir oksijen sistemi oksijen tüpü, tüp başlığı ve maskeden meydana gelir. Tüp basıncı 1800 PSI dır. Tüp başlıkta bulunan regülatör tüp basıncını düşürür. Basınç göstergesi tüp basıncını verir.

Resim 4.1: Taşınabilir oksijen tüpünün yerleşimi ve oksijen maskesi Rahatlatma valfi meydana gelebilecek aşırı basınca karşı fazla basınçtaki oksijeni dışarı atar. Kırılgan disk oksijen tüpte ısıdan dolayı fazla basınç meydana gelirse, bu basıncı dışarı atar. Doldurma valfi oksijen ikmalini sağlar. Açma kapama valfi oksijen akışını kontrol eder.

SAYFA 521


Y/T:………… REV:


Şekil 4. 2: Taşınabilir oksijen sisteminin oksijen tüpü ve parçaları Oksijen maskeleri başlığı ve hortumları ile ayrı bir yede korunmalıdır. Şekil 4. 3’de taşınabilir oksijen sisteminin oksijen maskeleri ve sondaları görülmektedir. Maske üzerinde iki adet valf bulunur. Biri nefes alındığında oksijeni içeri çeker. Diğeri nefes verildiğinde kirli havayı dışarı atıp oksijenin ekonomik olarak kullanılmasını sağlar. Tüp bağlantısı ile oksijen tüpüne bağlanır. Acil durumda tüp bağlantısı yapıldıktan sonra açma-kapama valfi yavaş yavaş açılarak oksijen sağlanır. Maskeler tek kullanımlıktır.

Şekil 4. 3: Taşınabilir oksijen sisteminin oksijen maskeleri ve sondaları Taşınabilir oksijen sistemi bazen özel kutularda saklanabilir. Bu kutular içindeki sistem nem olmaması için tamamen havadan arındırılır. Kutu üzerindeki indikatör renk değiştirdiğinde nem girdiği anlaşılır. Bu durumda sistem kontrol edilmelidir. İki tip maske kullanılır biri tamamen yüzü kavrar ve oksijen ayarlanabilir. Diğer tipte SAYFA 522


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ ise akış sabit değerdedir.

Şekil 4.4: Taşınabilir oksijen sistemi kutusu Bu kutular yine servis elemanları ve kabin görevlilerinin kolay ulaşabilecekleri yerlere konur ve kullanımı oldukça kolaydır. Aşağıdaki şekilde de nasıl kullanıldığı verilmiştir. Şekil 4. 5’de taşınabilir oksijen sistemi kutusunun açılması ve kullanımı görülmektedir.

Şekil 4. 5: Taşınabilir oksijen sistemi kutusunun açılması ve kullanımı

SAYFA 523


Y/T:………… REV:


11.16 Pnömatik ve Vakum

SAYFA 524


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1. HAVA KAYNAKLARI 1.1. Motor Sistemin ihtiyacı olan hava, uçuşta veya taksi işlemleri sırasında, motorun çalıştığı durumlarda kompresör kademelerinden sağlanır. Hava, kompresör kademelerinden, motor üzerine takılmış kumanda komponentleri ile alınır.

Şekil.1.1: Kompresör ve türbin kademeleri 1.2. APU APU uçak sistemlerine elektrik ve hava temin eden yardımcı bir kaynaktır. Uçaklarda yangın geçirmeyen basınçsız bir bölgededir. APU ana kısımlarından bir tanesi de kompresördür. Hava, kompresörden çekilir. Yanma odasından türbine basılır. Havanın yanma odasında yanarak genleşmesi neticesinde meydana gelen enerji türbini, aynı şafta bağlı kompresörleri ve dişli kutusundaki dişli grubunu çevirir. 1.3. Harici Yer İkmal Kaynağı (Ground Card) Motor bleedlerinden veya APU bleedlerinden faydalanmıyorsak motor çalıştırma işleminin yapılmasını sağlamak amacıyla harici bir hava kaynağından yararlanmak gerekir. Harici hava kaynağı motor startında yer servis bağlantısı yapılarak sağlanır. Motor startı esnasında harici hava kaynağını devreye koymadan önce aşağıdaki işlemlerin yapılması gerekir. • Harici hava kaynağının max. Hava basıncı 60 PSI’yı geçmemelidir. • Havanın max. Sıcaklığı 450 F/ 232C’yi geçmemelidir. • Uçuş kompartımanı baş üstü paneldeki pack switchler off pozisyonunda olmalıdır.

SAYFA 525


Y/T:………… REV:


Resim 1.1: Harici yer ikmal kaynağı

1.4. Depolar Pnomatik sistemin çalışması için gerekli olan havayı depo ederler. Sistemde meydana gelebilecek kaçakların karşılanabilmesi için bir miktar fazla havayı alabilecek hacimde imal edilmişlerdir. Aynı zamanda sistemde dönen havaya yer temin ederler. Uçak ve sistem özelliklerine göre depoların yapıları farklıdır. Yerleşim yerleri uçak sistemi ve çeşitlerine göre farklılık gösterirler. Üzerinde ısı hissedicileri seviye göstericileri hava ve basınç boşalma muslukları bulunur.

Şekil 1.2: A-320 uçağında pnomatik sistem şeması 1.5. Basınç ve Sıcaklık Kumandaları Bu elemanlar, havayı motor kompresör kademelerinden alıp gerekli ayarlamaları yaptıktan sonra dağıtım hatlarına gönderir. Sistem yüksek kademe valve (hig stage valve), basınç regülatörü ve kesme valve (pressure regulator and shutoff valve), ve ön soğutucudan (precooler) oluşur. SAYFA 526


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Motor bleed havasının normal kaynağı motorun düşük (bazı uçaklarda orta) basınç kademesinden sağlanır. Motorun düşük devirlerinde orta basınç kademesi, pnomatik sistem için yetersiz olacağından yüksek basınç kademesi çıkışındaki yüksek kademe valve’nin açılmasıyla sisteme takviyede bulunulur. Düşük veya orta basınç kademesi üzerindeki check valve, ters akışı önler. Basınç regülatörü ve kesme valve’i, bir regülatör ile pnomatik kontrollüdür. Valve motor bleed’lerinden alınan alınan havanın basıncını 45 PSI’ya ayarlar. Aşırı sıcaklık şalteri, ön soğutucu çıkış sıcaklığı 254 ºC ulaştığında baş üstü panelindeki bleed trip off (Amber renkli lambasını yakar. Lambanın yanmasıyla birlikte engine bleed valve’de otomatik kapanır. Ön soğutucu, fandan gelen soğuk hava ile çıkış sıcaklığını ayarlar. Ön soğutucu çıkışındaki bir sensör almış olduğu ısı değerine göre ön soğutucu kontrol valve’ni modülasyonlu olarak çalıştırarak fandan gelen havanın akışını düzenler. 1.5.1. Check Valve Motorun low pressure bleed çıkışında olup yüksek basınç kademesi devreye girdiğinde havanın ters akışına mani olur. Valve’in üzerinde hava akış yönünü gösteren valve iki yarım daire kelebekten oluşmuştur.

1.5.2. High Stage Valve ve Regülatörü Motorun yüksek basınç bleed çıkışında olup motorun düşük devirlerinde yeterli hava akışını sağlar. High stage valve kendine ait bir regülatör tarafından çalışması denetlenir. High stage valve normalde yay yüklü kapalıdır. Pnomatik kontrollü ve pnomatik çalışır. Valve’in üzerinde açık veya kapalı olduğunu gösteren bir pozisyon indikatörü vardır.

SAYFA 527


Y/T:………… REV:


Şekil 1.3 : Hıgh stage valve ve regülatörün yeri 1.5.3. Basınç Regülatörü ve Kesme Valve (Pressure Regulator ve Shut Off Valve) Bu valve uçuş kompartımanı baş üstü paneldeki bir switch ile kontrol edilir. Elektriki kontrollü pnomatik çalışır. Valve’in girişindeki bir porttan hava bleed air regülatör içindeki overpressure switche ve referans pressure regülatöre gider. Eğer havanın basıncı 180 PSI’yı aşarsa over pressure switch aktif hale gelir ve baş üstü paneldeki bleed trip off (amber) lambasını yaktırır. Reference pressure regülatör basıncı 24 PSI’ya ayarlar. Havanın basıncı 28 PSI’yı aşarsa relief valve’ten outboard olur. Latching selenoidin enerjienmesiyle basınçlı hava ve pressure regülatör ve shut off valve’ın B chamberine yönlenir ve valve açılır. Valve’ın çıkışındaki bir porttan hava C chambere dolar. B ve C chamber basınçlarının değerine göre valve pozisyonlanır. Motor bleedlerinden gelen havanın basıncını 45 PSI’ya ayarlar. Termostat limit sıcaklığına geldiğinde üzerindeki portun pozisyonunu değiştirerek B haznesindeki havanın basıncını düşünerek valve’ı kapatmaya götürür.

SAYFA 528


Y/T:………… REV:


Resim 1.2 :Basınç ayarlama valve’ı 1.5.4. Ön Soğutma Sistemi (Precooler System) Motor bleedlerinden alınan havanın sıcaklığı yüksektir. Sıcaklığı yüksek olan hava sistem için zararlıdır. Bunun için havanın ilk etapta soğutulması gerekir. Precooler havayı hava ile soğutmak amacıyla sisteme konmuştur. Precooler çıkış ısısı arttığında precooler kontrol valve’ın (fan air valve) devreye girmesiyle motor fanından gelen soğuk hava ile bleed havasının belli limitler arasında soğuması sağlanır. Amaç bleed havasının sıcaklığını limitler içinde sisteme yönlendirmektir.

Resim 1.3:Ön soğutucu

SAYFA 529


Y/T:………… REV:


Resim 1.4: Ön soğutucu kontrol valve Precooler kontrol valve normalde açıktır. Tamamen pnomatik kontrollü pnomatik çalışır. Precooler kontrol valf precooler çıkışındaki sensörden almış olduğu ısı değerine göre çalışır. Valve motor fanına alınan soğuk havanın precoolere yönlendirilmesini sağlar. Motor fanından alınan soğuk havanın akışını kontrol eder. 1.5.5. Ayırma Valve (Isolation Valve) Bu valve, uçuş kompartımanı baş üstü panelindeki bir şalter ile kontrol edilir. Elektiriki kontrollü, motor kontrollüdür.115 V AC güç ile çalışır. Valve, sağ ve sol pnomatik sistemi birbirine bağlar veya birbirinden ayırır. Valve’n üzerinde açık kapalı olduğunu gösteren pozisyon indikatörü vardır. Bu valve, X Feed Valve ve Çapraz Besleme Valve de denmektedir. 1.5.6. Pnomatik Havası Aşırı Sıcaklık Şalteri Pnomatik manifoldu ve sistem komponentlerini yüksek hava sıcaklıklarından korur. Her iki pnomatik boruya birer adet bu şalterden yerleştirilmiştir. 1.6. Göstergeler ve Uyarılar Sistem kumandaları baş üstü paneline yerleştirilmiştir. Kumanda paneli üç bleed şalterinden oluşmuştur. Bu şalterler motor 1 ve motor 2 ile APU bleedlerini kumanda eder. Panelde ayrıca uyarı lambaları, ayırma valve şalteri ve çift ibreli bir basınç göstergesi bulunur. Her kumanda şalteri kendine ait olan basınç regülatörü ve kesme valve’ni kumanda eder. Bir motor ve APU bleed şalterinin açılmasıyla sistem bu iki kaynaktan beslenir ve kumanda panelinde bulunan DUAL BLEED lambası yanar. Pnomatik sistemi boru basıncı, baş üstü panelindeki göstergeden görülür. Boru SAYFA 530


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ basıncını baş üstü paneldeki göstergeye PSI olarak gönderen Basınç Transmitter’i boru hattı üzerindedir.

Resim 1.5 :Kontrol paneli ve göstergeleri Panelde bulunan sağ ve sol pack şalterleri ve sirkülasyon fanı şalterleri kompartıman havalandırması için kullanılır. Pack lambaları ise pack’lerde meydana gelebilen hataları görüntüler. Panelde bulunan wing/body overheat lambası da sistem boru hatlarında bir kaçak olduğunu gösterir. Pnomatik sistemi besleyen havanın sıcaklığı ölçülerek sistem kaçakları tespit edilir.

SAYFA 531


Y/T:………… REV:


11.17 Su ve Atık Sistemi

SAYFA 532


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1. SU SİSTEMİ 1.1. Su Sisteminin Çalışması Uçaklarda su sisteminin amacı, uçuş ekibi ve yolcular için kullanılacak temiz suyu tuvalet ve servis kabinlerine kadar ulaştırmaktır. Pnomatik sistemden gelen basınçlı hava ile su tanklarındaki su sürekli olarak basınçlandırılır. Tanklarda basınçlandırılan su, borular ve valfler yardımıyla lavabo ve servis kabini musluklarına, yeni nesil uçaklarda tuvaletlere gönderilir. Musluk veya tuvaletlerin ilgili düğmelerine basıldığında 3-5 saniye su akışı sağlanır. Ayrıca su servis panellerinden, ihtiyaç olan miktar kadar suyun doldurulması ve boşaltılması sağlanır. Uçaklar soğuk ülkelerde bulunduğu zaman ısıtma sistemi çalıştırılmadığında buzlanma meydana gelmemesi veya suyun değiştirilmesi durumunda sistemdeki suyun boşaltılması gerekir. Ayrıca su sistemindeki bütün parçalar korozyona karşı dayanıklı olmalıdır. 1.2. Su Sisteminin Parçaları Su sistemleri aşağıdaki parçalardan meydana gelmiştir. • • • • • • •

Su tankı Basınçlandırma elemanları Dağıtım sistemi Miktar göstergeleri Su boşaltım elemanları Lavabolar Su servis panelleri

Şekil 1.1: Modern yolcu uçaklarında kullanılan içilebilir su sistemi şeması SAYFA 533


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Su tankının yeri uçak tipine göre değişir. Örneğin; Boeing 727-200 tip uçaklarda su tankı 40 galon kapasiteli ve gövdenin içinde sol klima paneline yerleştirilmiştir. Tankın üst kısmında basınçlı hava borusu, doldurma borusu, taşırma borusu, miktar vericisi bağlanmıştır. Altında ise boşaltma borusu bulunur.

Şekil 1. 2: Su tankının uçak üzerindeki yeri ve parçaları Su tankları genelde kargo kompartmanlarında bulunur. Çok yüksek uçuşlarda çevre sıcaklığı - 55ºC ‘lara kadar düştüğünde tankların ısıtılıp suyun donmaması için ısıtıcılar da kullanılır. Resim 1. 2’de su tankı ısıtıcısı görülmektedir.

Resim 1. 2: Su tankı ısıtıcısı 1.2.2. Su Tankı Basınçlandırma Sistemi Basınçlandırma sisteminin amacı, tanktaki suyun dağıtılması için gerekli kuvvetin oluşturulmasıdır. Bu sayede tanktaki suyun, servis kabini ve tuvalet musluklarına veya tuvaletlere ulaşımını sağlar. Basınçlandırma sistemi parçaları su tankının üzerinde bulunmaktadır.

SAYFA 534


Y/T:………… REV:


Şekil 1. 3: Elektrik motorlu kompresör ve parçaları Su tankları 2 şekilde basınçlandırılır. • •

Pnomatik sistemden Elektrik motorlu kompresörden

Pnomatik sistemle basınçlandırmada güç kaynakları; motor, APU veya harici bir yer kaynağı olabilir. Su tankları genelde uçak pnomatik sisteminden alınan filtre edilmiş regüleli hava ile basınçlandırılır. Tank basınçlandığında su tuvalet ve servis kabinlerine gider. Elektrik motorlu kompresörlülerde ise bir kompresör yardımı ile suyun basınçlandırılması sağlanır. Tankın elektrik motorlu kompresör kumanda şalteri, servis kabini paneline yerleştirilmiştir. Şekil 1. 3’te elektrik motorlu kompresör ve parçaları görülmektedir. Bu sistem sayesinde, filtre edilmiş, yaklaşık 25 PSI basınçlı hava, tankı basınçlandırmış olur. Sistemler hangi şekilde basınçlanırsa basınçlandırılsın depoyu aşırı basınçtan koruyan bir relief (rahatlatma) valf bulunur. 1.2.3. Su Dağıtım Sistemi Su sisteminde kullanılan dağıtım sistemi, depodan basınçlandırılan suyu musluklara, su kullanıldıktan sonra boşaltma elamanlarına kadar ulaştıran borular, açma-kapama valfleri ve bağlantı elmanlarından meydana gelmiştir. Şekil 1. 4’te su dağıtım sistemi görülmektedir. Depodan basıçlandırılan su, borularla uçağın tavanından geçirilerek musluklara ulaştırılır. Tuvaletlerde ve servis kabininde kullanılan su, uçağın tabanından geçirilerek drain mastlerdan boşaltılır. SAYFA 535


Y/T:………… REV:


Şekil 1. 4: Su dağıtım sistemi Boru ve bağlantıları yükseklerde donmaya karşı elektrikli ıstıcılarla ısıtılır. Bu amaçla özel ısıtıcılar kullanılır.

Resim 1. 3: Su dağıtım sisteminde kullanılan boruların elektriki ısıtıcıları 1.2.4. Miktar Göstergeleri Gösterge sistemi tank içindeki su miktarını gösterir. Tank içindeki seviye sensörleri vericilere elektrik sinyali göndererek su servis paneli göstergesi ve servis kabini içerisindeki göstergeye su seviyesi hakkında bilgi verilir. Şekil 1. 5: Su sistemi miktar göstergeleri görülmektedir.

SAYFA 536


Y/T:………… REV:


Şekil 1.5: Su sistemi miktar göstergeleri 1.2.5. Su Boşaltım Elemanları Tuvalet ve servis kabininde kullanılan lavabo suları borular yardımıyla “Draın Mast” adı verilen parçalardan uçak dışına atılır. Atık su sisteminde bu parçalara “gri su sistemi” adı verilir. Bu konu ile ilgili ikinci faaliyet olan Atık Su Sistemi’nde daha geniş açıklanacaktır. 1.2.6. Lavabolar Su dağıtım sistemi genelde uçakların kabin tavanı üzerinden geçerek lavabo altındaki ünitesine girer. Lavabolarda dağıtım iki ayrı hat içermektedir. Bunlardan birisi olan soğuk su hattı, doğrudan lavabo musluğuna; diğer hat da su ısıtıcısına gider. Lavabonun boşaltılması için her lavaboda bir boşaltma valfı bulunmaktadır. Bu valf üç pozisyonlu olup bunlar kapalı, boşaltım ve açık pozisyonlarıdır. Normal durumda valf, açık pozisyonda olmalıdır. Böylelikle su musluklara iletilmiş olur. Valf kapalı durumda iken, tüm su hatları kapalıdır. Valfın boşaltma konumunda ise sistemdeki tüm suyun boşaltılması sağlanır.

SAYFA 537


Y/T:………… REV:


Resim 1. 4: Uçak tuvaletlerinde kullanılan lavabo 1.2.6.1. Su Isıtıcısı Yolcu kullanımı için her lavaboya su ısıtıcıları konulmuştur. Su ısıtıcıları lavabo kabininin altına yerleştirilmiştir. Her bir ünite 400 W güçte olup üç ısıtıcı elemanından oluşur. Isıtıcı tankı üzerinde kontrol şalteri, gösterge lambası ve bir aşırı sıcaklık anahtarı bulunur. Isıtıcı üzerinde bulunan emniyet valfi, su basıncı 140 PSI’ı geçtiğinde devreye girer. Isıtıcı 115 V AC elektriksel güç ile çalışır. Kontrol anahtarı açık pozisyonda iken güç, ısıtıcı elemanlarına ve gösterge lambasına ulaşır. Aşırı sıcaklık anahtarı, su sıcaklığı yaklaşık 90 ºC ’yi bulduğunda elemanları ve gösterge lambasına gelen gücü keser. Lamba sadece kontrol anahtarı kapalı pozisyonda iken veya aşırı sıcaklık anahtarı devreyi kesmiş halde iken yanmaz. Lamba, ısıtıcıdaki suyun sıcak olduğunu değil yalnızca elemanların çalışmakta olduğunu belirtir. Isıtıcı tankı içerisinde bulunan bir akış sıcaklık anahtarı su sıcaklığını 52 ºC’de sabitler.

SAYFA 538


Y/T:………… REV:


Şekil 1. 6: Uçak lavabolarında kullanılan su ısıtıcıları

1.2.6.2. Musluklar Uçak lavabolarında kullanılan musluklar mekanik veya fotosel kontrollü çalışır. Lavabodan isteğimize göre sıcak, soğuk veya ılık akışı sağlar. İster mekanik ister fotoselli olsun akış süreleri önceden teknisyen tarafından ayarlanır. Genelde 3-5 saniye akış sağlanır.

Resim 1. 5 Değişik tiplerde uçak lavabo muslukları 1.2.6.3. Lavabo Açma-Kapama Valfleri Bu valfler lavaboların altında ısıtıcılardan önce bulunur. Görevi ise musluk veya ısıtıcılarda bakım yapılacağı zaman borulardan gelen basınçlı suyun akışını keser.

SAYFA 539


Y/T:………… REV:


Şekil 1.7: Açma-kapama valfleri 1.2.7. Su Servis Paneli Su sistemi tankına ait servis paneli tankın doldurulması, boşaltılması ve basınçlandırılması maksatlarıyla kullanılmaktadır. Servis panelinin yeri, uçak tipine göre değişir, örneğin Boeing 727 uçağında gövdenin solunda, gövde ile kanadın birleştiği yere yakın bir yerdedir. Aşağıdaki şekilde Boeing-737 uçağına ait su servis paneli görülmektedir.

Şekil 1. 8: Su servis paneli Su servis panelinde boşaltma valfi kolu, boşaltma ve taşırma valfi kolu, doldurma portu, taşırma portu ve kompresörü devre dışı bırakma anahtarı bulunur. Doldurma ve taşırma ile boşaltma valf kolları açık ve kapalı olarak iki pozisyonludur. Herhangi bir valf kolu açık pozisyonda iken panel kapağının kapatılması mümkün değildir. Tankın boşaltma işlemi tankın kontrol kapağının arka kısmındaki boşaltma yerinden yapılır. Bu kapak servis paneli arka kısmındadır. Uçak tipine göre portların yeri değişebilir. Servis paneli kapağının iç kısmında bulunan servis paneli, kontrol düğmesi kapandığında kompresörü otomatik devreye sokar. 1.3. Su Servis Araçları SAYFA 540


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Uçaklar genellikle uçuşun sonuna kadar yetecek miktarda su taşıyamaz ve bu nedenle birçok farklı ülkedeki kaynaklardan tekrar dolum yapmak zorundadır. Suyun miktarı yolcuların sayısına ve uçuşun süresine göre belirlenmektedir. Uçak yolcularına sunulan su içilebilir, kokusuz, renksiz ve berrak olmalı, yabancı madde içermemelidir. Tüm hava alanlarının Uluslararası Sağlık Yönetmelikleri kapsamındaki ilgili maddeye uygun hareket etmesi ve saf içme suyunu Sağlık Bakanlığının onayladığı bir kaynaktan olması mecburidir. Uçağın içme suyu havaalanının ana şebekesinden alınmalıdır. Eğer uygun tesisler varsa doğrudan tedarik noktasından uçağa nakledilebilir; eğer yoksa bir su servisi aracıyla nakledilebilir. Resim 1.6’da su doldurma yer bağlantıları ve su servis cihazı görülmektedir. Uçak suyunun alındığı şebeke tedarik noktası, yer seviyesinin üzerinde olmalıdır ve mikrop bulaşmasını önlemek için üzeri kapatılmış olmalıdır. Asla tuvalet gibi yerlere koyulmamalıdır. Tedarik noktası, sadece uçakların içme suyu ihtiyacı için kullanılmalıdır ve tuvalet servisi, araçlarının tedarik noktasından en az 25-30 metre uzakta olmalıdır.

Resim 1. 6: Su doldurma yer bağlantıları ve su servis cihazı

Su servis araçları, kapasitesi değişken olan basit, elle itilen, elle çalıştırılan, otomatik olarak çalıştırılan, hidrolik basınçlı gibi pompa türüne kadar farklılık göstermektedir. Bu araçların türü veya büyüklüğü ne olursa olsun temizlik standartları değişmemelidir. Bu araçlar bir başka amaç için kullanılmamalıdır. Doldurma noktası ve uçak su depolama sistemi arasındaki geçişte su, dışarıdan herhangi bir maddeyle veya herhangi bir kimsenin eliyle temas etmeyecek şekilde tasarlanmış olmalıdır. 1.4. Su Sisteminin Bakım ve Kontrolleri Su sistemlerinde uçak havaalanına her indiğinde teknisyen tarafından miktarı kontrol edilir. Eksik varsa yolcu sayısı ve uçuş süresine göre tamamlanır. Üretici firmanın belirttiği süreler sonunda su sistemi klorlanır ve temizlenir, filtreleri değiştirilir. Korozyon olmaması için kaçak olup olmadığına bakılır. Bakım ve kontrol işlemlerinde ilgili uçağın bakım el kitapları (AMM) kullanılmalıdır. İşleri uçağın içme suyu dolumuyla ilgili olan personel tıbbi uygunluk gereklerini yerine getirmelidir. Uçağın tuvalet servisiyle farklı teknisyen ilgilenmelidir.

SAYFA 541


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 2. ATIK SU SİSTEMİ 2.1. Sistemin Çalışması Uçaklarda su sistemi kadar atık su sistemleri de önemlidir. Günümüzde tüm yolcu uçaklarında kullanılan atık su sistemleri çalışmaları farklı olsa da amaçları aynıdır. Atık su sistemlerinin amacı: uçaklarda tuvalet ve servis kabinlerinde kullanılmış lavabo sularının, tuvaletlerdeki atıkların, insan sağlığına zarar vermeyecek şekilde atılmasını ve depolanmasını sağlar. Uçaklarda bu amaçla 2 tip sistem kullanılmaktadır. • •

Lavabo atık su sistemi(gri sistem) Tuvalet Sistemi

Aşağıda önce lavabo sistemi tanıtılacak daha sonra tuvalet sistemi hakkında bilgi verilecektir. Lavabo sistemi uçaklarda aynı olup tuvalet sistemleri ise flush motorlu ve vakumlu tip tuvalet sistemi olarak incelenecektir. 2.2. Lavabo Atık Su Sistemi Bu sistem tuvalet ve servis kabinlerindeki kullanılan suyun borular ve drain mastlarla uçak dışına atılamasını sağlar. Tuvalet lavabolarında kullanılan ve servis kabinlerinde çay, kahve gibi içecekler hazırlanırken meydana gelen atık sular lavabolardan borulara, ordan da drain mastlar ile püskürtülerek uçak dışına atılır. Şekil 2.1’de lavabo su atık sistemi görülmektedir.

Şekil 2.1:Lavabo su atık sistemi SAYFA 542


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Borular korozyona karşı dayanıklı olan alüminyum ve bakır alaşımlarından yapılır. Borular ve drain mastlar yüksekte uçulduğunda atık suyun donmasını önlemek için elektrikli ısıtıcılarla ısıtılır.

Resim 2.1: Çeşitli drain mastlar ve uçaktaki yeri Atık su tankları sağlık açısından tavsiye edilmemektedir. Ayrıca uçakta ağırlık teşkil etmektedir. Bu da daha fazla yakıtın yanmasına sebep olacaktır. 2.3. Tuvalet Sistemi Uçaklarda insan dışkılarının meydana getirdiği katı ve sıvı atıkların depo edildiği sistemlerdir. Uçak tiplerine göre sayıları ve yerleri değişse de genelde yolcu uçaklarının ön ve arka kısımlarında bulunur. Uçaklarda amacı aynı; fakat çalışması farklı 2 tip tuvalet sistemi vardır. • •

SAYFA 543

Flush motorlu tip tuvalet sistemi Vakumlu tip tuvalet sistem


Y/T:………… REV:


Şekil 2.2:Tuvaletlerin uçak üzerindeki yerleri 2.3.1. Flush Motorlu Tip Tuvalet Sistemi Bu sistemde tuvalet temizliği, atık suyun filtre edilerek tekrar kullanılması ile yapılmaktadır. Her tuvalet için bir atık tankı ve temizleme ekipmanları bulunur. Bu tip sistemler genelde eski tip uçaklarda kullanılmaktadır. Şekil 2.3’ te Flush motorlu tip tuvalet sisteminin çalışması görülmektedir.

Şekil 2.3: Flush motorlu tip tuvalet sisteminin çalışması SAYFA 544


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Bu sistem yıkama düğmesi, zamanlayıcı (timer), flush motoru, pompa, filtre ve sistemin tesisat borularından ibarettir. Yıkama düğmesi ve zamanlayıcı hariç diğer bütün parçalar tankın üstündedir. Zamanlayıcı ve yıkama düğmesi tuvalet kapağının üstünde ve duvarındadır. Tuvalet kapağı tank üzerine menteşelidir. Tuvalet temizliğini yapabilmek için tankın üst kısmı ile oturağın üst iç kısmına delikli boru döşenmiştir. Tank içinde takriben 3 galonluk dezenfekte edilmiş su ile vardır. Yıkama düğmesine bastıktan sonra tank içindeki kirli su pompa ile emilirken, filitreden geçirilir. Böylece yıkama suyu süzülür ve tuvaletlere pompa ile gönderilerek temizleme işini yapar. Flush motoru 115 V AC akımla çalışır. 2.3.1.1. Tuvalet Tankı Tuvalet tankları tuvalet kapaklarının altındadır. Kapaklar, tankı kapatır ve aynı zamanda tuvalet oturağını ve kapağını da üzerinde bulundurur. Her tank, kompozit bir gövdeye ve paslanmaz çelik veya kompozit malzemeli bir kapağa sahiptir. Ön ve arka tuvalet tankları birbirinden farklı olup birbirleri yerine kullanılamaz.

Resim 2.2:Flush motorlu tip tuvalet sistemi tankı Temizleme ekipmanları, temizleme kolu, zamanlayıcı, motor, pompa, filter ve bunlara bağlı borulardan oluşur. Temizleme kolu ve zamanlayıcı hariç tüm elemanlar tank üzerine yerleştirilmiştir. Paslanmaz çelikten imal edilmiş bir tuvalet çanağı her tankın üzerine bağlanmıştır. Çanak, bir menteşeyle tankın üst kısmına tutturulur.

Resim 2. 3: Flush motorlu tip tuvalet sistemi tankı ve parçaları Tank rodlarla sabitlenir. Tankın altında bir boşaltma deliğinin bulunur. Bu delik bir boru ile tuvalet sevvis paneline bağlıdır. SAYFA 545


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 2.3.1.2. Flush Motoru, Pompa ve Filtresi Flush motorlu tip tuvaletlerde flush donanımı, tuvalet tankından aldığı su ile tuvalet çanağını temizler. Donanım bir motor, ona bağlı bir pompa ve filtreden oluşur. Bu ünite tank içerisine kapak üzerindeki birkaç cıvata ile tutturulur. Yıkama düğmesine basıldığında temizlik kolu çekilerek flush motorunu çalıştırır, motora bağlı pompa tanktaki suyu filtre üzerinden emerek tuvalet çanağına gönderir. Motor aşırı sıcaklık sigortalarıyla korunmalıdır.

Şekil 2.4: Flush motoru ve parçaları 2.3.2. Vakumlu Tip Tuvalet Sistemi Bu sistemde tuvalet temizliği, su sisteminden bir miktar suyla sistemdeki vakum motorunda oluşturulan vakumla sağlanır. Elde edilen vakum oldukça kuvvetlidir. Flush motorlu tipe göre en büyük farkı tuvalet tankının tek olmasıdır. Bu sayede uçağın ağırlığının azalması, daha fazla yerden istifade etme, bakım kolaylığı ve daha düşük maliyet gibi avantajlarından dolayı yeni tip uçaklarda tercih edilmektedir. Yüksek uçuşlarda basınç farkından yararlanıldığı için vakum motorunun çalıştılmasına gerek yoktur. Bu sistem tuvalet tankı, vakum motoru, vakumlama motoru basınç anahtarı, atık miktar göstergesi ve borulardan meydana gelmiştir. Temizlik düğmesine basıldığında su sisteminden bir miktar su vakum motorunun oluşturduğu vakumla çekilerek tuvaletin temizliği yapılır. Bu sistemin en büyük avantajı yukarıda da bahsedildiği gibi yükseklerde uçulduğunda vakum motorunun devre dışı kalarak vakumlama işleminin uçağın iç ve dış basınç farkları ile yapılmasıdır. Bu durumda düğmeye basıldığında temizleme işleminde, su sisteminden bir miktar su gelir. Vakum motoru brometrik elektrik basınç anahtarı tarafından devre dışı bırakılarak uçağın dış basıncı iç basınçtan daha düşük olduğundan vakumlama basınç farkları ile sağlanır. Yani dışarıdaki düşük basınçtaki hava kabin içindeki yüksek basınçtaki hava çekecektir. Atıkların atık tankına gelmesi ile işlem tamamlanır. Vakumlama işlemi 1 saniyeden daha kısa sürede meydana gelmektedir.

SAYFA 546


Y/T:………… REV:


Şekil 2.5: Vakumlu tip tuvalet sistemi şeması Şekil 2.5’te Vakumlu tip tuvalet sistemi şeması görülmektedir. 2.3.2.1. Tuvalet Tankı Vakumlu tip tuvalet tankları korozyona dayanıklı olması sebebiyle kompozit malzemeden yapılır. Uçakların arka kargo kompartmanının sol yanında bulunur.

Resim2.4: Airbus uçaklarında kullanılan vakumlu tip tuvalet sistemi tankı Tuvalet tankları üzerinde uçak gövdesine bağlantı elemanları, atık seviye sensörleri, sıvı süzgeci, temizleme sıvısı girişi, atık girişleri ve boşaltma hattı bulunur.

SAYFA 547


Y/T:………… REV:


Şekil 2.6: Boeing uçaklarında kullanılan vakumlu tip tuvalet sistemi tankı Uçak gövde bağlantı elemanları, tuvalet tankının uçak gövdesine bağlantısını ve tankın yerinde sabit halde kalmasını sağlar. Atık su seviye sensörleri, atıkların seviyesi hakkında ilgili göstergelere bilgi verir. Sıvı süzgeci, tuvaletin temizliği esnasında oluşan vakumla beraber atıkların dışarı atılması engellenir. Temizleme sıvısı girişi, servis panelinden atıklar temizlenirken depo içininde temiz kalması için “RINSE” adı verilen sulandırılmış temizlik sıvısı alınır. Sıvı tank içine konulurken yapım şeklinden dolayı nozullar üzerinden direk sensörler üzerine püskürtülerek sensor uçlarınında temizliğini yapar. Ayrıca tank içinde mikrop oluşumunu engellediği gibi korozyonu da engeller. Atık girişleri, tuvaletten gelen atıkları tank içine alan kısımdır. Kaç tuvalet varsa üzerinde o kadar atık girişi bulunur. Boşaltma hattı, tuvalet tankından servis paneline giden hattır.

2.3.2.2. Vakumlama Motoru Tuvalet sistemlerindeki vakumlama motorları temizleme düğmesine basıldığında tuvalet tankında vakum meydana getirerek tuvaletteki atıkların tank içerisine çekilmesini sağlayan elektrikli motorlardır. Üzerinde bulunan filitre sayesinde sıvı süzgecinden gelen hava içindeki atıklar alınarak tamamen temiz havanın vakumlama motorundan geçmesini sağlar.

SAYFA 548


Y/T:………… REV:


Resim 2.5: Santrifüj tip vakumlama motoru Vakumlama motorları uçak 16000 feet yüksekliğe ulaştığında vakumlama motoru basınç anahtarı tarafından devre dışı bırakılır. Vakumlama işlemi uçak içindeki ve dışındaki basınç farklarıyla sağlanır. Vakumlama çek valfi ise basınç farklarında oluşabilecek ters akışı önler.

Şekil 2.7: Vakumlama motoru ve parçaları 2.3.2.3. Vakumlama Motoru Basınç Anahtarı Vakumlama motoru basınç anahtarı, uçak 16000 feet’e ulaştığında içindeki basıncı ayarlanmış aneroid adı verilen bir baloncuğun şişmesi ile vakumlama motoruna giden elektriği keser ve vakumlama işleminin uçak kabini içindeki yüksek basınç ile uçak dışındaki alçak basınç farklarıyla yapılmasını sağlar. 2.3.2.4. Tank Miktar Göstergesi Atık tankları içindeki atıkların miktarını gösteren göstergelerdir. Servis kabinlerinde yer alır.

SAYFA 549


Y/T:………… REV:


Şekil 2.8:Vakumlama motoru basıç anahtarı ve servis kabini atık miktar göstergesi 2.3.3. Boru ve Hortumlar Tuvalet sisteminde kullanılan boru ve hortumlar hem flush motorluda hem de vakumlu sistemde atıkların taşınması için kullanılır. Sabit yerlerde esnek olmayan çelik alaşımlı borular, hareketli yerlerde esneyebilen içi basınca dayanıklı lastik ve dışı paslanmaz çelik tellerle örülmüş korumaları vardır.

Resim 2.6:Uçaklarda tuvalet sistemlerinde kullanılan metal ve lastik borular 2.3.4. Tuvalet Tankı Boşaltma Valfi Bu valfler hem flush motorlu tip tuvalet sisteminde hem de vakumlu tip tuvalet sisteminde kullanılıp tuvalet servisinde atıkların tanktan boşaltılması amacıyla kullanılır. Valf tuvalet tankının alt tarafında bulunur.

SAYFA 550


Y/T:………… REV:


Şekil 2.9: Tuvalet tankı boşaltma valfi Valf, yay yüklü teleskopik kılavuz boru ve bir lastik kılıftan oluşur. Quick disconnectli bir kablo, valfin servis panelinden çalıştırılmasını sağlar. 2.4. Tuvalet Temizleme Sıvısı Tuvalet temizlik sıvıları atık sistemi servisi esnasında yakıt tankına konularak sistemin temiz ve mikroptan uzak kalmasını sağlar. En büyük özelliği ise korozyonu önlemesidir. Uçakların bakım el kitaplarında (AMM) “RINSE” veya “BLUE JUICE” adını alır. Temizleme sıvıları önerilen oranlarda su ile karıştırılarak aşağıdaki özellikleri taşımalıdır. • • • • • • • •

Atıklardaki zararlı organizmaları 15 dakika içinde öldürecek kadar güçlü olmalıdır. Sıvılar rahatsız edici koku içermemelidir. Deterjan özelliklerine sahip olmalıdır ve boşaltıldıktan sonra tuvalet çanağının temizlenmesini kolaylaştırmalıdır. 1°C ve 54°C (34°F ve 130°F) aralığındaki sıcaklıklarda 12 ay depolanacak kadar dayanıklı olmalıdır. Alüminyumu ve onun alaşımlarını veya paslanmaz çeliği aşındırmamalıdır. Kompozit malzemeleri de çatlatmamalıdır. Kalıcı leke bırakmamalı ve kolayca yıkanabilmelidir. Tamamen dolu bir tuvalette ve maksimum sulandırmada bakterileri yok etme özelliklerini korumalıdır.

2.5. Tuvalet Servis Panelleri Uçak gövdesi dış tarafına, yer personelinin tuvalet servis işlemlerini yapabilmesi için tuvalet servis panelleri yerleştirilmiştir. Tuvaletler arka ve ön servis panelinden servis arabasına (tankına) boşaltılır. Kablolu bir kumanda kolu ile uçak tipine göre bazılarında arka ve ön tuvaletler ayrı ayrı panellerden bazılarında tek panelden boşaltılır. SAYFA 551


Y/T:………… REV:


Şekil 2.10: Airbus-320 Uçağı tuvalet servis paneli Her servis panelinde takribi 4 inç'lik bir boşaltma borusu, bir yıkama borusu ve bir boşaltma kontrol valfi kolu bulunur. Arka servis panellerinde ise sağ ve sol giriş portu ayrı, boşaltma portları aynıdır. Servis panellerinin iç tarafında kapağın altında bir elektrikli anahtar bulunur. Bu anahtar atık boşaltma port kapağı veya temizleme sıvısı giriş port kapağı herhangi bir sebeple tam kapatılmaz ise üzerinde sistem ile tuvalet servis panellerinin kapanmasına engel olur. Port kapakları tam kapanırsa tuvalet servis kapakları da kapanır.

Şekil 2.11: Boeing 737 Uçağı tuvalet servis panel kapağı 2.6. Tuvalet Sistemi Bakım ve Kontrolleri Tuvalet sisteminde katı ve sıvı atıklardaki zararlı mikroorganizmalar korozyona ve hastalıklara sebep olabileceği için bakım ve kontrolleri çok önemlidir. Tuvalet boruları ve tankları 2-3 ayda bir temizlenmelidir. Boruların temizliğinde temizleme sıvısı ve kırılmış buz parçaları kullanılır. Kırılmış buzlar temizlik esnasında vakumlanarak borularda kalmış olan katı atıkları temizler. Tuvalet tanklarının temizliğinde sulandırılmış temizleme sıvısı tuvalet tankına SAYFA 552


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ basılarak bakım el kitaplarında belirtilen süre bekletilip servis panelinden kontrol edilerek servis araçlarına basılır. Aynı esnada sistemde kaçak testi ve parçaların temizliği de yapılır.

Şekil 2.12:Tuvalet tankının temizle sıvısıyla temizlenmesi Tuvalet tankı miktar göstergesi her servis işleminde kontrol edilmelidir. Sisteme az miktarda temizlik sıvısı konulursa hastalık yapabilecek mikroorganizmaların sayısı ve tuvalet kokusu artacaktır. Bunlar dışında tuvalet sisteminde temizlik düğmesi, valfler, vakumlama motoru ve basınç anahtarı kontrol edilmelidir. Filitreler her bakımda kontrol edilerek gerekiyorsa değiştirmelidir. Yapılan bütün bakım ve kontrollerde daima lastik eldiven, koruyucu gözlük ve özel iş elbiseleri giyilmelidir. Olabildiğince su sisteminde uzak durulmalıdır. Kontrol ve bakım esnasında sökülen parçalar sağlığa zararlı olduğı için özel poşet ve torbalara konulmalıdır. Bakım ve kontrol işlemlerinde ilgili uçağın bakım el kitapları (AMM) kullanılmalıdır.

SAYFA 553


Y/T:………… REV:


11.18 Kabin Bakım Sistemleri

SAYFA 554


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1. MERKEZİ BAKIM BİLGİSAYAR SİSTEMİ (CMCS) Eski tip uçaklarda Trouble Shooting (Arıza Bulma) şu yollarla gerçekleştirilirdi: - Özel anahtarlar ile - Kokpit panellerinden - Farklı bilgisayarlar üzerinden - Özel test sonuç gösterimiyle

Resim 11-18-1 Eski Tip Arıza Bulma ve Test Yöntemleri Bugün ki modern uçaklarda ise daha kapsamlı ve hata tespitinin ve kullanımının kolay olmasından dolayı “Merkezi Bakım Bilgisayar Sistemi” (CMCS- Central Maintenance Computer System) kullanılmaktadır. CMCS kokpitte merkezi bir yerleşime sahip olmasından dolayı ve uçak içerisinde birçok sistemlerle bağlı olmasından dolayı hem daha ekonomiktir, hem de kullanım açısından tek bir cihazla birçok sistem için hata tespiti yapılmasına olanak sağlar. CMCS’nin bir özelliği de standartlaştırılmış testlere sahip olmasıdır. Böylece benzer sistemlerde oluşabilecek hataların bulunmasını sağlar. Ayrıca hatalarla ilgili kapsamlı raporlar üretir.

Resim 11-18-2 Modern Arıza Bulma Ve Testelerde Kullanılan Teknikler

SAYFA 555


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ CMCS temel olarak şu parçalardan oluşur: - 1 veya 2 adet Merkezi Bakım Bilgisayarı (CMC) - 2 veya 3 adet Çok Amaçlı Kontrol ve Gösterge Ünitesi (MCDU-Multi Purpose Control and Display Unit) - Printer (Yazıcı) - Veri hattı bağlayıcı (Data Link) - Dijital bilgisayar

Resim 11-18-3 CMCS Sisteminin Temel Elemanları

SAYFA 556


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1.1. MERKEZİ BAKIM BİLGİSAYARI (CMC) 1.1.1. GİRİŞ CMC (Central Maintenance Computer)uçaktaki şu sistem ve komponentlerle bağlantılıdır: • Engine Control (motor kontrolü) • Avionic Equipment (aviyonik cihazlar) • Fuel System (yakıt sistemi) • Landing Gear ve Brake System (iniş takımları ve fren sistemi) • Flight Control System (uçuş kontrol sistemi)

Resim 11-18-4 CMCS Sisteminin Genel Çalışması CMCS farklı uçak türlerinde farklı isimlerle adlandırılmıştır ancak genel olarak görevleri aynıdır. Örneğin; A 320 için; CMC; Centralized Fault Display Interfaces Unit (CFDIU) olarak adlandırılırken, CMCS;Centralized Fault Display System (CFDS) olarak adlandırılmıştır. 1.1.2. MERKEZİ BAKIM BİLGİSAYAR SİSTEMİ ÇALIŞMA MODLARI (CMCS MODLARI) CMCS iki çeşit moda çalışır. Bunlar; • Reporting Mode SAYFA 557


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ • Interactive Mode Reporting Mode: Bu modda CMC kendisine bağlı bulunan tüm sistemleri tarar ve tarama işlemi sonucunda bulunan bütün hataları belirler. Elde edilen bilgiler MCDU’da ve Printer çıkışında görüntülenebilir. Ayrıca veri iletim hatları (ACARS) üzerinden de yer istasyonlarına gönderilebilir. Interactive Mode: Bu mod sadece uçak yerde iken çalışarak sistem testlerinin gerçekleştirilmesini sağlar. Test edilmek istenen sistemin MCDU yardımıyla seçilmesi üzerine test sinyali seçili siteme gönderilmiş olur. Yine test sonuçları MCDU ve printer çıkışlarında görüntülenir. Ayrıca veri iletim hatları üzerinden de yer istasyonlarına gönderilir. CMC’nin uçaktaki sistemleri ile bağlantısı doğrudan olmayıp sistem bilgisayarlarının BITE (Built In Test Equipment) bölümü vasıtasıyladır. Yani direk olarak sistemin sensörleri veya çalışması ile ilgili akçüatör, valf v.b. parçalarla bağlantısı yoktur.

Resim 11-18-5 CMCS’in Çalışması Şekilde de görüldüğü gibi BITE, her bir sistem bilgisayarının içinde bulunur ancak komponentlerden bağımsızdır. BITE nin iki görevi vardır: 1. Hataları saptamak 2. Uçak yerde iken sistem testlerini gerçekleştirmek BITE, hata saptama görevini normal çalışma boyunca gerçekleştirir. Oluşan hataların muhtemel nedenlerini belirler ve CMC’ye gönderir. Yerde yapılan sistem testleri uçağa elektrik verildiğinde otomatik olarak gerçekleştirilir. Ayrıca BITE yer testleri CMC kullanılarak manuel olarak ta yapılabilir. Burada da test sonuçları CMC’ye gönderilir. Repotring modun çalışabilmesi için CMC’nin de çalışıyor olması gerekir. CMC’de SAYFA 558


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ herhangi bir arıza oluşursa MCDU’dan test yapma veya test sonuçlarını alma mümkün olmaz. Bu durumda Standby CMC devreye girerek aynı giriş bilgilerini alır. Standby CMC, CMC arızalandığında otomatik olarak devreye girer. Bazı uçaklarda CMC çalışır durumdayken bile Control Push buton yardımı ile Standby CMC’de devreye sokulabilir. 1.2. VERİ YÜKLEME SİSTEMİ 1.2.1. ÇOK AMAÇLI KONTROL VE GÖSTERE ÜNİTESİ (MCDU-Multi Purpose Control And Display Unit) MCDU, CMCS ile arayüz oluşturan temel birimdir. MCDU ön panelinde şu birimler yer alır : • Push button’ların yer aldığı Control bölümü • Control Knob’lar • Renkli ekrana sahip Display • Oparatörü uyarmak ve bilgilendirmek için dizayn edilmiş olan Annunciator lights (uyarı lambaları) Şekilde görülen MCDU’nun sol tarafındaki uyarı lambası yani Fail Annunciator, MCDU’da bir arıza meydana geldiğinde yanar. Bu durumda diğer MCDU’nun kullanılması gerekir.

Resim 11-18-6 MCDU Genel Görünüm SAYFA 559


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Parlaklık kontrol düğmesi (BRT-Brightness Control Knob); MCDU’nun aktif hale gelmesini sağlar. ON ve OFF konumları mevcuttur. ON konumuna alındığında MCDU’nun gösterge sayfası görünür. Ayrıca göstergenin parlaklık ayarını da bu düğme sağlar. Bazı uçak tiplerinde BRT’nin OFF konumu yoktur. Yani gösterge hiçbir zaman tamamen kapatılamaz, sadece ekran belli ölçüde karartılabilir. MCDU Menü Düğmesi; bu düğmeye basıldığında o anda MCDU’ya bağlı bulunan tüm sistemler gösterge’de görünür. Uçuş mürettebatı göstergenin sağ ve sol yanlarında bulunan push buton’ları (Line Select Key) kullanarak gösterge üzerinden istediği sistemi seçerek ilgili raporu görüntüleyebilir. 6 adet solda ve 6 adet sağda olmak üzere toplam 12 adet sistem seçmeye yarayan push buton vardır. Gösterge ekranı her biri 24 karakterden oluşan toplam 14 satıra sahiptir. En alttaki satır gösterge sayfası ile ilgili olarak operatöre bilgi verir. En üstteki satır ise seçili sistemle ilgili menü sayfa sayısı hakkında bilgi verir. CMCS ile bağlantılı çalışan temel sistem MCDU’dur. CMCS bilgilerin görüntülenmesi için iki sistem kullanır. Bunlar: Printer ve Veri hattı bağlayıcıdır (ACARS). MCDU üzerinden report menü seçildiğinde gösterge ekranında Printer ve ACARS menüleri görünür. Printer seçildiğinde printer ile ilgili işlem aşamaları bilgileri ekrana gelir. Bunlar; IN PROGRESS, ABORT ve REPORT COMPLETED. Ayrıca printer ile ilgili bir sorun varsa, yazıcı çıkışında yeterli kağıt bulunmuyorsa veya yazıcı başka bir sistem tarafından kullanılıyorsa gösterge ekranında bilgi verilir. 1.2.2. CMCS ÇALIŞMA MODLARININ MCDU ÜZERİNDEN İNCELENMESİ 1.2.2.1.

REPORTING MODE

MCDU yardımıyla MCDU Menu üzerinden CMC seçildiğinde; CMCS ile ilgili farklı bilgi ve raporların yer aldığı 2 sayfalık Maintenance Menu ekrana gelir. Birinci sayfa; genel hata tespit işlevlerini içerir. Bunlar: • En son uçuş raporu (Past Flight Report) • Bir önceki uçuş raporu (Previous Flight Report) • Avionic sayfası (Avionics Status) • Sistem raporları ve TEST (System Report/TEST) İkinci sayfada özel olaylar için kullanılan seçenekleri içerir. Bunlar: • Class 3 report • Report programming • Flight report fitler

Resim 11-18-7 MCDU Maintenance Menu Sayfalar SAYFA 560


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ • Post Flight Report (En son uçuş raporu) Hata Tespiti: CMC’nin bağlantılı olduğu herhangi bir sistemde arıza meydana geldiğinde bu arıza sistem bilgisayarı tarafından saptanır ve bilgisayar tarafından CMC’ye bilgi gönderilir. Aynı zamanda pilotun teknik logbook’a giriş yapmasını sağlamak amacıyla pilota mesaj gönderilmesini de sağlar. Bu hata kokpit olayı (cockpit effect) olarak CMC hafızasına aktarılır ve Past Flight Report’un (En son uçuş raporu) ilk sayfasında görüntülenir. Fault Message (Hata Mesajı): Onarım için arıza kaynağı hakkında bilgi edinme önemlidir. Past Flight Report bölümünün ilk sayfasında yer alan Fault Message kısmı; hatanın muhtemel sebebini gösterir. Bunun yanında; hatalı bölümün sistem kodunu ve MM (Maintenance Manuel)’deki hataya karşılık gelen ATA Chapter numarasını da gösterir. İlgili sistemin bilgisayarı içerisinde yer alan BITE, hatayı analiz eder ve hatanın oluşum nedenini CMC’ye gönderir. CMC hatanın oluşum zamanını ve tarihini hafızasına alarak MCDU’nun Fault Message sayfasında hata raporuyla birlikte görüntülenmesini sağlar. Böylece arızanın kaynağı bilinerek yapılması gereken testler çok daha kolay ve çabuk bulunabilir. Aşağıdaki şekilde, ekranda görülen PH bölümü; Flight Phase Information olarak adlandırılır ve hatanın uçuşun hangi evresinde meydana geldiğini gösterir.

Resim 11-18-8 Hata Tespiti Ve Arızanın Kayıt Altına Alınması • Previous Flight Report (Önceki Uçuşların Raporları) Toplam 4 sayfadan oluşan bu bölüm, en fazla 63 uçuştaki hata raporlarını görüntüler. Gösterge ve çalışma prensipleri olarak en son uçuş raporu ile aynıdır. Boeing ve Airbus uçaklarında bu menü değişik adlarla adlandırılmalarına rağmen genel mantığı aynıdır. History Information: Daha önce meydana gelen aynı arızaların gösterilmesini SAYFA 561


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ sağlar. Aşağıdaki resimde önceki uçuşlarda Flap’lar ile ilgili oluşan hata raporu görülmektedir. Burada daha önce toplam 4 defa Flap arızasının olduğu gösterilmektedir. “-00” : son uçuştaki arızayı, “-01”: bir önceki uçuştaki arızayı, “-30 ve -31”: geriye doğru otuzuncu ve otuz birinci uçuşlarda oluşan arızaları temsil etmektedir. Gösterge üzerinde “FLAPS CONTROL” satırı seçilerek oluşan Flap arızaları ile ilgili olarak daha detaylı bilgilere ulaşılabilir.

Resim11-18-9 Previous Flight Reports • Avionic Status (Aviyonik sayfası) CMC yerde çalışırken, Interactive mode seçilene kadar Reporting mode çalışmaya devam eder. Ancak burada MCDU hata listesi veya yer raporu(Ground Report) görüntülenir. Ground Report yani Avionic Status seçildiğinde; hata oluşmuş bütün sistemler; Airbus uçaklarında ilgili sistem bilgisayarı adı ile, Boeing uçaklarında sistem ismi ve ATA Chapter numaraları ile listelenir.

Resim 11-18-10 Avionic Status sayfası 1.2.2.2. INTERACTIVE MOD Operatör CMC vasıtasıyla seçili sistemdeki BITE ile iletişime geçer. Burada ya test uygular ya da hata gidermek için gerekli bilgileri tekrar alır. SAYFA 562


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ • System Report/TEST ( Sistem raporları/TEST)

Resim 11-18-11 System Report/ Test Sayfaları MCDU menüsünden CMC seçeneği seçildikten sonra System Report/TEST seçilirse, arıza meydana gelen bütün sistemler sayfalar halinde listelenir. Buradan görüntülenmesi istenen sistem seçilerek ilgili raporun görünmesi sağlanır. Böylece CMC, ilgili sistemin merkez bilgisayarına bağlanmış olur. Örneğin System Report menüden FLAP / SLAT satırını seçip FLAP raporunu görmek istediğimizde yukarıdaki menü ekrana gelecektir. Airbus uçaklarında CMC Interactive Mode görev seçme menüsü, System Report and Test Menu olarak adlandırılır. Seçili sisteme bağlı olarak üç farklı dizayn şekli vardır: Type-1 Menü: Oldukça sık kullanılan ve üzerinde birçok detayın bulunduğu menü tipidir. Type-2 Menü: Daha az karaşık sistemlerde kullanılan ve üzerinde üç farklı başlığın bulunduğu menü tipidir. Type-3 Menü: Elektrik sisteminin birkaç bölümü için kullanılan bu menüde bir adet menü başlığı bulunur. Bu menülerde bulunan başlıklar başlıca iki grupta toplanabilir. Bunlar: 1- Data Retrieval Function 2- TEST Function 1- Data Retrieval Function: Operatöre ilave hata giderme bilgileri sunar. Çalışma prensibi genel olarak aynıdır. Line Select Key yardımıyla sistem seçildiğinde, MCDU ilgili sisteme bir sinyal göndererek sisteme bağlı olan BITE’den bilgi edinir. Bu bilgi MCDU displayinde görüntülenir. Ayrıca aynı bilgi printer çıkışında ve datalink hattında da görüntülenir. Type-1 Menü: Yine örnek olarak Flap sistemindeki hata ile ilgili şekilde gösterilen Interactive Mod’da SAYFA 563


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ bulunan display üzerindeki satırları tek tek inceleyelim. Last Leg Report: Past Flight Report ile benzer bilgileri içerir. Ancak ondan farklı olarak sadece seçili sistem (Flap) hakkındaki bilgiler burada mevcuttur. Ayrıca operatör için ek hata giderme bilgilerini de sunar. Previous Leg Report: Burada son 64 uçuşta meydana gelen Flap arızalarının tümü gösterilir. Previous Flight Report ile aynı bilgileri içerir. LRU Identification: Burada ilgili sistemin komponentinin parça ve seri numaraları görüntülenir. Böylece arızalı olan parçanın tespiti kolaylaşmış olur. GND Scanning: Seçildiğinde, o anda sistemi etkileyen rızaların BITE tarafından bulunmasını ve analiz edilmesini sağlar. Aynı zamanda BITE’in uçuş durumuna ayarlanmasını sağlar. Ancak bu menü sistem test menüsü değildir ve o anda çalışmayan sistem parçalarındaki hataları ortaya çıkaramaz. Resim 11-18-12 Type-1 Menu Trouble Shoot Data: Hatalar hakkında tamamlayıcı bilgiler sunar. Hatanın olduğu tarih ve zaman bilgilerini gösterir. Bu bilgiler hexedecimal kodda veya açık şekilde ekranda görünür Type-2 Menü: Type-2 menu için örnek olarak Avionic Ventilation System’i (Aviyonik Havalandırma sistemi) inceleyelim. Daha az karmaşık olan havalandırma sisteminde yan tarafta görülen Type-2 menu tipi kullanılmaktadır. Type-2 menu toplam üç bölümden oluşup bunların ikisi Data Retrieval Function’ı oluşturur. Display üzerinde görünen satırları inceleyecek olursak: Last Leg/GND Report: Oluşan arızanın tarih ve zaman bilgileri ile sistemin hangi komponentlerinin arızalı olduğunu bildirir. Class 3 Faults: Kokpit olayı olmayan arızaların gösterilmesini sağlar. Bu tür arızalara MM’de (Maintenance Manuel) en yakın A Check uygulamasında bakılması gerekir. Resim 11-18-13 Type2 Menu 2- Test Function: Test Function bölümünün iki görevi; oluşan hatanın tespit edilmesi ve hatanın giderilmesi için izlenecek yolun veya değiştirilecek komponentin belirlenmesidir. Airbus CMC sisteminde üç farklı test yapmak mümkündür. Bunlar: - System Test - Complementary Test - Output Test System Test, uçakta bulunan tüm sistemler için geçerlidir. Complementary ve Output Test, uçağın belirli sistemleri için kullanılır. Boeing CMC sisteminde iki farklı test mevcuttur. Bunlar: - Ground Test - Confidence Test SAYFA 564


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ Ground Test uçağın bütün ana sistemlerinde kullanılan test türüdür. Airbus ile karşılaştırıldığında System ve Complementary Test’lerin görevini içerir. Confidence Test belirli sistemler için geçerli olup uçuş öncesi kontroller için kullanılr. Airbus ile karşılaştırıldığında Output Test ile aynı amaca hizmet eder. Genel olarak bütün testler aynı prensibe göre çalışır. Önce test edilmek istenen sistem Line Select Key’ler kullanılarak gösterge üzerinden seçilir. Gösterge üzerinden hangi testin uygulanacağı da seçildiğinde; sistem bilgisayarına bağlı bulunan BITE bölümüne gerekli bilgilerin gönderilmesini istemek amacıyla CMC tarafından sinyal gönderilir. BITE sistemde gerekli test aşamalarını kontrol ederken MCDU göstergesinde “TEST IN PROGRESS” mesajı görüntülenir. Daha sonra BITE test sonuçlarını CMCS’ geri göndererek MCDU göstergede görüntülenmesi sağlanır. Ayrıca test sonuçları printer çıkışında ve datalink hattında da görülebilir. Testler uçuş güvenliğini tehlikeye atmamak amacıyla genellikle uçuş esnasında gerçekleşmez. CMCS testleri uçuş güvenliğini ön planda tutarak gerçekleştirir. Ancak bazı Boeing CMC sistemlerinde testler uçuş esnasında da gerçekleşebilmektedir. a) System Test Sistem testi öncelikle bir bilgisayar testidir. Sistem testi ile uçaktaki ana sistemlerin elektriksel bağlantıları ve sensorları de test edilebilir. Sistem testi özel koşullara ihtiyaç duymaz. Çünkü sistem giriş sinyalleri ve hareketli mekanik parçaların testi burada yapılmaz. Test sonucunda; display üzerinde “TEST OK” veya “NO FAILURE DETECTED”mesajları görünürse bunun anlamı; test edilen sistemde herhangi bir arızanın tespit edilemediğidir. Ancak aşağıda gösterilen displaydeki mesaj gibi bir mesajla karşılaşıldığında arızanın giderilebilmesi için Trouble Shooting Manuel’den ek hata giderme bilgileri edinilmelidir. Test sonuçları görüntülendiğinde, ekrandaki mesajlara güvenilebileceği gibi ayrıca TSM (Trouble Shooting Manuel) veya MM (Maintenance Manuel) ‘lerden bakarak ta test içeriği ile ilgili bilgi edinilebilir. Şekildeki test sonucunda hata CSU’da meydana gelmiştir. Bunun anlamı;LRU’nun arızalı olup değiştirilmesi gerektiğidir. Gösterge üzerinden Class-1 satırı seçildiğinde test sonuçları hakkında daha detaylı bilgi edinilebilir. Bu, arızalı sistemde yapılması gerekenleri daha da kolaylaştıracaktır. b) Complementary Test Sistem testinde testi yapılmayan genellikle sistemlerin hareketli parçalarının testinde kullanılır. Complementary Test seçildiğinde; ilgili sistemde bulunan test edilecek birimlerin listesi görüntülenir. Complimentary Test hareketli parçaları test edeceğinden test boyunca; Gösterge üzerinde hareketli parçanın çalışan kişiye ve uçağa zarar vermemesi için uyarı mesajı görüntülenir. Test çalışmaya başladığında BITE; akçüatör ve valflerin çalışması için bir giriş sinyali üretir. Geri besleme sinyali yardımıyla sonuçları kontrol eder. Test bittiğinde System Test’inde olduğu gibi ekranda test sonuçları görüntülenir. Daha sonra ekranda “TEST CLOSE UP” mesajı belirerek testin bitirilmesine ve böylece uçağın hareketli parçalarının teste başlamadan önceki konumuna getirilmesi sağlanır c) Output Test Operatörün test esnasında belirli bilgileri görüp sistem hakkında analiz edeceği işlemleri içerir. Seçilen sistemin Output Testi başlatılmadan önce, operatör displayde belirlenen ilgili yerlere doğru verileri girmelidir. Doğru bilgiler girildiğinde test başlatma satırı aktif hale gelir. Biz örnek olarak PFD ekranında Airspeed göstergesinin testini yaparsak, girilen bilgilere göre airspeed bölümü üç dakika boyunca aşağı-yukarı SAYFA 565


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ hareket eder. Test bittiğinde; “TEST OK veya “TEST FAIL” gibi herhangi bir mesaj ekranda görünmez. Çünkü bu testte; operatör testin aşamalarını inceleyerek sistemin çalışmasının doğru veya yanlış olduğuna kendisi karar verecektir. Ayrıca ekranda beliren menüler yardımıyla testi tekrar edebilir veya test sayfasından çıkarak ana menüye geri dönebilir.

1.3. ACARS VE ARINC SİSTEMİ 1.3.1. ACARS SİSTEMİ ACARS (Aircraft Commuications Addressing and Reporting System) uçak haberleşmeleri adresleme ve raporlama sisteminin kısaltmasıdır. Bu sistem VHF hava bandı radyo kanallarını kullanan sayısal bir veri sistemidir. ACARS sistemi uçuş operatörlerince kendi filolarındaki birçok uçakla haberleşmek için kullanılan bir sistemdir. Bu yöntem hâlihazırda kalabalık bir trafiğe sahip olan VHF ses AM kanallarının daha da kalabalık olmasını engeller.

Resim 11-18-14 ACARS genel biçim 1.3.1.1. ACARS SİSTEMİNİN KULLANILMASI ACARS mesajı tek bir AM 6 K’lık kanal kullanır ve tek bir sinyalde bir çok bilgiyi iletebilir. Bu mesajların içerikleri kalkış zamanlarından konum bilgilerine kadar geniş bir alanda çeşitlilik gösterir. Uçak operatörleri aynı zamanda bozuk cihazlar ve hasta yolcularla ilgili bilgileri de ACARS mesajlarından alırlar. ACARS için genel bir örnek verecek olursak: ACARS mode: G Aircraft reg: .PH-BXR Message label: Q0 Block id: 5 Msg. no: S61A Flight id: KL0904 Bu mesaj incelendiğinde aircraft reg kısmı uçağın kayıt bilgisidir. Diğer bilgiler ise yer istasyonunca alındıktan sonra çözülür ve içeriği anlaşılır. 1.3.1.2. ACARS SİSTEMİNİN ÇALIŞMASI ACARS sistemi uçakta bulunan VHF radyo sistemini kullanır. Uçak üzerinde SAYFA 566


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ pilotların bilgi göndermelerini ve gelen bilgileri görüntülemelerini sağlayan bir kontrol sistemi ve gösterge sistemi bulunur. Uçaktan gönderilen bilgilerin çoğu otomatik bilgilerdir. Böylece ACARS sistemi uçuş ekibinin iş yükünü de azaltmış olur. Bu otomatik bilgiler önceden belirlenen zamanlarda gönderilen rapor ve bilgilerden oluşur. Yerde ise sistem ARINC tarafından kontrol edilir ve birçok yer gönderme ve alma istasyonlarında oluşur. Uçaktan alınan bir mesaj önce yer istasyonundaki bilgisayarlar tarafından çözülür ve sonra doğru hava yolu şirketine gönderilir. Aynı zamanda mesajları gönderirken hava yolu şirketi bilgisayar üzerinden yer istasyonuna gönderir ve mesaj burada kodlanarak aktarılır. Genel ACARS mesajlarından bazıları şunlardır: • Mürettebat tanımlaması • OOOI zamanları (Out,Off,On,In Times) • Motor performansı • Uçuş durumu • Bakım parçaları ….gibi

ACARS sisteminin bileşenleri kontrol gösterge ünitesi (CDU), ACARS program anahtar modülleri ve yönetim birimidir (MU). CDU ACARS çalışmasının kontrolü ve ACARS mesajlarının görüntülenmesi için kullanılır. ACARS program anahtar modülleri çift bir hizada paket (DIP) anahtarlar içerir. Bu anahtarlar uçağı tanıtır. ACARS MU yerden havaya gelen sayısal mesajları alır (uplink) ve havadan yere gönderilen sayısal sinyallerin iletimini (downlink) kontrol eder. ACARS MU avyonik kompartımanda E3-3 rafı üzerinde yerleştirilmiştir. ACARS program anahtar modülleri ise yine avyonik kompartımanda E3-3 rafı üzerinde ACARS MU’nun arkasında bulunur.

SAYFA 567


Y/T:………… REV:


Resim 11-18-15 Aviyonik kompartımanında ACARS bileşenlerinin yerleşimi 1.3.2. ARINC SİSTEMİ ARINC 429 uçak avyonik sistemler için bir veri formatıdır. Bu format uçakta bulunan sayısal bilgi sistemleri için destekleyici fiziksel ve elektriksel ara yüz fonksiyonlarının temel tanımını yapar. ARINC 429 bugün birçok uçak için temel aviyonik veri yoludur. ARINC 429 iki telli, noktadan noktaya bağlantılı bir veri yoludur. Bağlantı bükümlü tel çifti (twisted pair) ile gerçekleştirilir. Veri kelimeleri (data words) 32 bit uzunluğundadır ve bir çok mesaj tek bir veri kelimesi içerir. Tanımlama elektriksel ve veri karakteristiklerini ve protokolleri belirtir. ARINC 429 tek yönlü veri yolu standardı kullanır (TX ve RX ayrıportlar üzerindedir). Bu standart Mark 33 Sayısal Bilgi Transfer Sistemi (Mark 33 DITS) olarak bilinir. Mesajlar veri mesajlarını gözlemleyen diğer sistem elemanlarına 12.5 ya da 100 kbit/s hızı ile gönderilir. Verici daima 32 bit uzunluğunda bir veri kelimesi ya da boş durum (NULL state) gönderir. Tek bir yola (bus,wire pair) 20 alıcıdan fazla ve 1 vericiden az bağlantı yapılamaz. Hatta bağlanan verici sayısı artabilir. Her ARINC kelimesi beş bölümden oluşur: • Parity (1 bit) • SSM (Sign/Status Matrix) • Data (Veri) • Source Destination Identifier ,SDI 2 bit(Kaynak Varış Tanımlayıcısı) • System Address Label ,SAL 8 bit (Sistem adres etiketi)

SAYFA 568


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A UÇAK AERODİNAMİĞİ VE YAPI SİSTEMLERİ 1.3.2.1. ARINC ETİKETLERİ Etiket kelimeleri ARINC 429’da oldukça tanımlayıcıdır. Her bir uçak farklı elektronik cihaz sistemleri ile donatılmış olabilir. ARINC tanımlamaları cihazın ID’sini bir dizi sayısal tanımlama numarası olarak belirtir. Bu cihazlara örnek olarak FMC,IRS, yakıt tankı, lastik basıncı gözlemleme sistemleri, GPS sensörlerini verebiliriz. 1.3.2.2. ARINC 429 KULLANIMI ARINC 429 bir çok ticari taşıma uçağına yüklenmiş durumdadır. Bu uçaklar arasında Airbus A310/A320, A330/A340;Bell Helikopterleri,Boeing 727,737,747,757,767 …gibi bir çok uçak sayılabilir. Bazı firmalar farklı modellerinde gerekli kablo miktarını azaltmak ve iletim hızını artırmak için farklı sistemler kullanabilir. Bu sistemlerden biri de ARINC 629 olarak isimlendirilmektedir. Tek yönlü ARINC 429 sistemi kullanılan kablo ağırlığını fiyatında yüksek güvenilirlik ve sınırlı iletim hızı sağlamaktadır. Askeri uçaklar ise genellikle yüksek hızlı çift yönlü protokol tanımlamasını kullanan MIL STD 1553 denen bir sistemi kullanır. 1.4. BASKI İŞLEMİ Printer sisteminin amacı; uçuş mürettebatı veya bakım personeline istedikleri zaman basılı raporlar vermektir. Kokpit printer’ı bağlı olduğu sistemlerden raporlar alır. Printer, raporları bir kağıda kopya eder. Printer, 12 ARINC 429 data bus girişi ve bir ARINC 429 data bus status/control çıkışına sahiptir ve beyaz thermal sensitive (ısı hissedici) kağıt kullanır.

SAYFA 569


Y/T:………… REV:

MODÜL 11.A GÖVDE SİSTEMLERİ

Recommend Documents