راندمان سوخت جت در ارتفاعات

مدیران انجمن: parse, javad123javad

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamjpl

نام: roham hesami

محل اقامت: Tehran -Qeytariyeh, Ketabi Street, 8 meters from Saba

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 431

سپاس: 207

جنسیت:

تماس:

راندمان سوخت جت در ارتفاعات

پست توسط rohamjpl »

رانش تفاوت بین ضربه ورودی هوای ورودی به موتور و ضربه خروجی مخلوط هوای گرم شده هوا و خروج از موتور است. ضربه مقدار جرم برابر سرعت است و با جریان جرم ، رانشمتر˙
تی=متر˙⋅ $ T = \dot m \cdot (v_{exit} - v_{entry}) $
فشار خروجی با شتاب بخشیدن به جریان هوا از طریق موتور افزایش می یابد و شتاب با گرم شدن هوا حاصل می شود.
هر گرم سوخت با تعداد مشخصی از سانتی گراد باعث گرم شدن جرم معین هوا می شود. تعریف محتوای انرژی سوخت ها به عنوان ظرفیت گرم شدن یک پوند آب توسط یک درجه فارنهایت آورده شده است . تعریف یک کالری مشابه است اما در واحدهای متریک است. از آنجا که ظرفیت حرارتی هر دو آب و هوا در دمای متوسط ​​تقریباً ثابت هستند ، دمای شروع با افزایش مقدار معینی انرژی ، اختلاف کمی با افزایش دمای مطلق ایجاد می کند.
بازده حرارتی عبارت است از نسبت بین کار مکانیکی استخراج شده به عنوان رانش و انرژی گرمایی که برای گرم کردن هوا صرف می شود و به طور غیر مستقیم از ارتفاع پرواز تأثیر می پذیرد. لطفا مقاله ویکی پدیا در مورد چرخه کارنو را ببینید . این چرخه و چرخه های مشابه عملکرد تمام موتورهای احتراق را از نظر ترمودینامیکی توصیف می کنند. اساساً ، می گوید که بازده یک موتور احتراقی نمی تواند بیشتر از نسبت درجه حرارت بین افزایش دما از محیط ( ) به حداکثر دماتیa m bتیm a x فرآیند باشد ، تقسیم بر حداکثر دما. تمام دما باید به صورت دمای کل بیان شود ، جایی که 0 درجه به معنی 0 K یا -273.15 درجه سانتی گراد است. کار در هوای سردتر نسبت را بزرگتر کرده و کارایی را بهبود می بخشد.
$ \eta_t = \frac{t_{max} - t_{amb}}{t_{max}} $
اگر 290 K (85/16 درجه سانتیگراد یا 62 درجه فارنهایت) باشد و سوخت هوا را تا 1400 K (2060 درجه فارنهایت) گرم می کند ، بازده حرارتی مطابق فرمول فوق 79.3٪ است.تیa m b
در ارتفاع کروز فقط 220 K است (-53.15 درجه سانتیگراد یا -63.7 درجه فارنهایت) ، و جریان مشابه سوخت نسبت به جریان هوا حداکثر دما را فقط به 1320 K می رساند (در واقعیت حتی کمتر ؛ برای دقت بیشتر . اکنون بازده حرارتی 83.33٪ است! اگر حداکثر دما حفظ شود ، هم رانش و هم بازده حرارتی افزایش می یابد. دومی به 84.3.تیa m b
در حقیقت ، کل بازده پایین تر خواهد بود زیرا ما راندمان پیشرانه ، اثرات اصطکاک یا جذب نیرو توسط هوا ، پمپ ها و ژنراتورهای تخلیه را شامل نمی شویم . بازده پیشرانه توصیف می کند که شتاب هوا چقدر خوب انجام می شود.
گرم کردن مخلوط سوخت و هوا سوزاندن مخلوط سوخت و هوا باعث ایجاد انرژی گرمایی به آن می شود ،
در واقع ، کنترل موتور می بیند که از دمای محدود فراتر نمی رود ، اما در اینجا ما می توانیم با اعداد هر طور که دوست داریم بازی کنیم. مقادیر دقیق مطمئناً کمی متفاوت خواهد بود (گرمایش اصطکاکی بیشتر در کمپرسور ، از دست دادن گرما به خارج ، رانش جزئی در گرمای خاص با دما) ، اما اصل توضیح درست است.
سوزاندن مخلوط سوخت و هوا باعث گرم شدن و گسترش گاز می شود. این تقریباً در فشار ثابت و در حجم محدود اتفاق می افتد ، بنابراین تنها راه ایجاد فضای برای این انبساط جریان سریع گاز است. فشار تقریباً ثابت به این معنی است که چگالی گاز باید کاهش یابد. نسبت چگالی بین گاز گرم شده و سوختن نسوز متناسب با نسبت دمای آن است که در دمای مطلق اندازه گیری می شود.
با این حال ، میزان سوخت سوخته افزایش مطلق دما ، اختلاف درجه بین گاز سوخته داخل محفظه احتراق و گاز نسوخته در ورودی را تعیین می کند. برای مقدار مشخصی از سوخت ، نسبت دمایی که می توان با افزایش درجه حرارت مطلق بدست آورد ، هرچه دمای گاز نسوز بیشتر شود ، کوچکتر می شود. بنابراین ، با افزایش دمای هوای ورودی ، کارایی کاهش می یابد.راندمان برایتون $ \eta = 1-\dfrac{T_C}{T_E} $
سرعت در ارتفاع
جریان حرارتی Q˙ اضافه شده به موتور است:
$\dot{Q} = \dot{m} \cdot c_{pg} \cdot (T_{3t} - T_{2t}) \tag{1} $
با m˙ = جریان جرم در موتور ، cpg = ثابت گاز ، T3t = دمای کل در ورودی توربین. دمای کل دمایی است که وقتی جریان گاز بصورت غیر هم فشار جمع شود ، در نقطه رکود اندازه گیری شود و به صورت تعریف شود
$T_t = T + v^2/(2 * C_p) \tag{2} $
بنابراین انرژی IN تابعی از:دمای ورودی توربین استاتیک جریان جرم کل سرعت جریان گاز در ورودی توربین.قدرت مفید خارج توان تحویل شده توسط ژنراتور گاز
$P_{gg} = \dot{}m \cdot c_{pg} \cdot T_{4t} \left[ 1 - {\left(\frac{p_0}{p_{4t}} \right)}^{\frac{\kappa_g - 1}{\kappa_g}} \right] \tag{3} $
T4t = دمای راکد در خروجی توربین.
p0 = فشار استاتیک در ورودی موتور ، تابعی از تراکم هوا و سرعت هوا.
p4t = فشار راکد در خروجی توربین ، که به میزان انرژی توربین از فاز گاز بستگی دارد
خروجی نازل را ، جایی که گازهای خروجی می رود ، در نظر بگیرید. با فرض 100٪ کارایی آدیاباتیک نازل و اعمال قانون اول ترمودینامیک
$\frac{u_e^2}{2} = h_{0e}-h_e = c_{p,N}(T_{0e}-T_e)=c_{p,N}T_{0e}[1-(p_a/p_{0e})^{(\gamma_n - 1)/\gamma_n}], $
با فرض اینکه $ p_e = p_a$، فشار محیط. در آزمایشگاه ، ما ترموکوپل هایی را تنظیم کرده ایم که دما و فشار رکود در خروجی و همچنین شرایط محیط را اندازه گیری می کنند. اما مشکل من این است که من نمی دانم کجا باید برومج$ c_{p,N}$ گرمای ویژه گازهای موجود در نازل از. من در یک کتاب مرجع به دنبال نسبت متوسط ​​گرمای خاص بوده ام$ \gamma_n = 1.36$، اما این هنوز حرارت خاصی را که نیاز دارم به من نمی دهد زیرا من ثابت گاز خاص را نمی دانم RRبرای این گازها برای مرجع ، این یک توربوجت SR-30 با سوخت Jet-A است.
بعلاوه ، من در محاسبه توان خروجی نیز همین مشکل را دارم. با فرض انتقال تمام توان توربین به کمپرسور ،
$ \dot{W_T} = (\dot{m_a} + \dot{m_f})c_{p,T}(T_{04}-T_{05})=\dot{m_a}c_{p,C}(T_{03}-T_{02}) = \dot{W_C}$
این ممکن است کمک کند تا هر دو سرعت از اصول اولیه استخراج شود. ما فرض می کنیم که قطب درگ هواپیما را می توان با یک سهمی توصیف کرد ، مانند این:
$ c_D = c_{D0}+\frac{c_L^2}{\pi\cdot AR\cdot\epsilon} $
نمادها عبارتند از:
cD drag coefficient
$ \kern{5mm} c_{D0} \:$ zero-lift drag coefficient
cL lift coefficient
π 3.14159…
AR aspect ratio of the wing
$\kern{5mm} \epsilon \:\:\:\:\:\: $ the wing's
بعد ، رانش را توصیف می کنیم تی بیش از سرعت v با
$ T = T_0·v^{n_v} $
اکنون ابتدا به حداکثر زاویه صعود بروید. این به شرط رسیدن به شرط حاصل می شود
$ \frac{\delta \gamma}{\delta c_L} = 0 $
درست است بدون تغییر در ضریب بالابرجل زاویه صعود را بهبود می بخشد γ، از اینجا به طرف هر دو فقط سرازیری است. برای دستیابی به زاویه صعود ، با فرض مقادیر کوچک برای ، به تعادل نیرو در پرواز ثابت با قدرت کامل نگاه می کنیم.γ:
$ sin\gamma = \gamma = \frac{v_z}{v} = \frac{T - c_D\cdot \frac{\rho}{2}\cdot v^2\cdot S_{ref}}{m\cdot g} = \frac{T_0·\left(\sqrt{\frac{2\cdot m\cdot g}{\rho\cdot c_L\cdot S_{ref}}}\right)^{n_v}}{m\cdot g} - \frac{c_{D0}+\frac{c_L^2}{\pi\cdot AR\cdot\epsilon}}{c_L} $
نمادها عبارتند از:
are:
m aircraft mass
g gravitational acceleration
ρ air density
v velocity
$\kern{5mm} v_z\:\:\; $ climb speed
$\kern{5mm} S_{ref} \: $ wing area
در حالت ایده آل ، ما همچنین می توانیم زاویه صعود را با ضریب شتاب ضرب کنیم ، اما من اینجا را برای سادگی کنار می گذارم.
حال می توانیم با توجه به ضریب بالابری عبارت را برای زاویه صعود استخراج کنیم و بدست آوریم
$ \frac{\delta \gamma}{\delta c_L} = -\frac{n_v}{2}·c_L^{-\frac{n_v}{2}-1}·\frac{T_0·(m·g)^{\frac{n_v}{2}-1}}{\left(\frac{\rho}{2}·S_{ref}\right)^{\frac{n_v}{2}}}+\frac{c_{D0}}{c_L^2}-\frac{1}{\pi·AR·\epsilon} $ ⋅ معادلات
راه حل کلی این است
$c_{L_{{\gamma_{max}}}} = -\frac{n_v}{4}·\frac{T·\pi·AR·\epsilon}{m·g}+\sqrt{\frac{n_v^2}{16}·\left(\frac{T·\pi·AR·\epsilon}{m·g}\right)^2+c_{D0}·\pi·AR·\epsilon} $ ⋅ معادلات------
برای جت ($ n_v = 0$) راه حل کاملاً ساده است ، زیرا اصطلاحات رانش متناسب با ضریب رانش است nv و ناپدید می شوند:
جل$ c_{L_{{\gamma_{max}}}} = \sqrt{c_{D0}·\pi·AR·\epsilon}$
برای هواپیماهای توربوفن و ملخ ، شانس کمتری داریم و فرمول بسیار طولانی تری دریافت می کنیم. این یکی برای پروانه ها است (nv= - 1):
جل$ c_{L_{{\,\gamma_{\,max}}}} = \frac{T·\pi·AR·\epsilon}{4·m·g}+\sqrt{\left(\frac{T·\pi·AR·\epsilon}{4·m·g}\right)^2+c_{D0}·\pi·AR·\epsilon}$
بله ، توربوجت های خالص دارای ضریب بالابری بهینه برای حداکثر زاویه صعود هستند که فقط از اصطلاحاتی که از ارتفاع ثابت هستند استفاده می شود. آنها در واقع با شیب ثابت با ضریب ثابت بالا می روند.
اما بهینه وابسته به رانش برای سایر موتورها وابستگی به ارتفاع را نشان می دهد که ممکن است روی بهینه دیگر یعنی برای بهترین سرعت صعود تأثیر بگذارد.
برای یافتن شرایط حداکثر سرعت صعود ، فرایند بالا را با عبارتی تکرار کنید که هر دو طرف در سرعت ضرب شوند:
$ v_z = \frac{T\cdot v - c_D\cdot \frac{\rho}{2}\cdot v^3\cdot S_{ref}}{m\cdot g} = \frac{T_0·\left(m\cdot g\right)^{\frac{n_v-1}{2}}}{\left(c_L\cdot\frac{\rho}{2}\cdot v^2\cdot S_{ref}\right)^{\frac{n_v+1}{2}}} - \sqrt{\frac{2\cdot m\cdot g}{\rho\cdot c_L\cdot S_{ref}}}\cdot\frac{c_{D0}+\frac{c_L^2}{\pi\cdot AR\cdot\epsilon}}{c_L} $
اکنون راه حل برای توربوجت ها پیچیده تر شده است ، اما این مسئله باید وجود داشته باشد - چگونه دیگر این اپتیما ها در ارتفاع همگرا می شوند؟
ج$c_{L_{{\,n_{z_{\,max}}}}} = \sqrt{\left(\frac{T·\pi·AR·\epsilon}{2·m·g}\right)^2 + 3\cdot c_{D0}·\pi·AR·\epsilon} - \frac{T·\pi·AR·\epsilon}{2·m·g} $
در حالی که زاویه حمله برای تندترین صعود نسبت به ارتفاع ثابت است ، با از بین رفتن رانش اضافی با افزایش ارتفاع ، زاویه حمله برای بهترین سرعت صعود افزایش می یابد. بنابراین ، می توان به این سوال پاسخ داد:
تصویر

نمایه کاربر
rohamjpl

نام: roham hesami

محل اقامت: Tehran -Qeytariyeh, Ketabi Street, 8 meters from Saba

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 431

سپاس: 207

جنسیت:

تماس:

Re: راندمان سوخت جت در ارتفاعات

پست توسط rohamjpl »

چگونه می توان بهترین ارتفاع پرواز را برای صرفه جویی در سوخت تعیین کرد؟
چرا با افزایش ارتفاع هواپیما ، مصرف سوخت کاهش می یابد؟
چه ارتباطی بین ارتفاع هواپیما و کششی که دارد وجود دارد.
من علاقه مندم درک کنم که چگونه تغییرات فشار و دما در ارتفاعات مختلف به طور کمی بر روی مصرف سوخت هواپیمای مجهز به توربوفن تأثیر می گذارد.
بازده حرارتی $\eta = \frac{T_\text{max} - T_\text{amb}}{T_\text{max}}$جایی که $T_\text{amb}$فقط دمای محیط است (از ISA) و$T_\text{max}$ دمای حاصل از احتراق است. اگر من پاسخ را به درستی بفهمم ، این باید حدود 1100 K بالاتر از دمای محیط باشد ، بنابراین من در حال حاضر این اصطلاح را برای توصیف تأثیر بازده حرارتی بر مصرف سوخت استفاده می کنم:$\epsilon_\text{T} \propto \frac{1}{\eta} = \frac{T_\text{max}}{T_\text{max} - T_\text{amb}} = \frac{T_\text{amb} + 1100 \, \mathrm{K}}{1100 \, \mathrm{K}}$
می دانیم که کشش ناشی از فشار متناسب با فشار دینامیکی است$q = \frac{v^2}{2} \cdot \rho$باداشتن vو TAS و ρ چگالی (شناخته شده از ISA). از آنجا که کار مورد نیاز برای غلبه بر کشش در هر مسافت متناسب با نیرو است ، صرفه جویی در مصرف سوخت باید فقط با مقیاس انجام شود$\epsilon_\text{drag} \propto \text{TAS}^2 \cdot \rho$از این پاسخ می دانیم که راندمان پیشرانه برای یک موتور جت توسط داده می شود$\eta_p = \frac{2}{1 + v_e / v_0}$که در آن $v_0$سرعت اگزوز است. تا آنجا که من یافتم ، هیچ راهی مستقیم برای ارتباط با ارتفاع و دما وجود نداردو فقط $\epsilon = \epsilon_T \cdot \epsilon_\text{Drag} \cdot \epsilon_\text{Prop}$ هست چون بیشتر وسایل نقلیه هوافضا توسط نوعی موتور گرمائی ، معمولاً موتور درون سوز ، به حرکت در می آیند. بازده موتور حرارتی به میزان کارایی مفید تولید شده برای مقدار معینی از انرژی گرمادهی مربوط می شود.${\displaystyle dW\ =\ dQ_{c}\ -\ (-dQ_{h})}$به عبارت دیگر ، یک موتور گرما با جذب گرما از برخی از منابع گرما ، بخشی از آن را به کار مفید تبدیل می کند و بقیه را به دمای پایین در دمای پایین منتقل می کند. در موتور ، بازده به عنوان نسبت کار مفید انجام شده به انرژی مصرف شده تعریف می شود${\displaystyle \eta _{c}={\frac {-dW}{-dQ_{h}}}={\frac {-dQ_{h}-dQ_{c}}{-dQ_{h}}}=1-{\frac {dQ_{c}}{-dQ_{h}}}}$
موتور توربین گاز در ارتفاعات با کارایی بیشتری کار می کند
ارتفاع افزایش می یابد - تراکم هوا کاهش می یابد - کاهش جرم کاهش می یابد - حداکثر رانش کاهش می یابد.
برای حفظ رانش با افزایش ارتفاع - کمپرسورها باید سریعتر بچرخند.
ارتفاع بلند - تراکم هوا کمتر - مقاومت کمتر - سوخت کمتری برای چرخش سریع کمپرسور.
یک ارتفاع مطلوب با توجه به سرعت و رانش وجود دارد که با کاهش وزن افزایش می یابد.
و به بای پس بسته هست .نسبت بای پس (BPR) یک موتور توربوفن نسبت بین سرعت جریان جرم جریان بای پس به سرعت جریان جرم ورودی به هسته است.به عنوان مثال نسبت بای پس 10: 1 به معنای عبور 10 کیلوگرم هوا از مجرای بای پس برای هر 1 کیلوگرم هوایی است که از هسته عبور می کند.موتورهای توربوفن معمولاً از نظر BPR توصیف می شوند که همراه با نسبت فشار موتور ، دمای ورودی توربین و نسبت فشار فن از پارامترهای مهم طراحی هستند. علاوه بر این ، BPR برای نصب توربوپراپ و فنهای بدون کانال ذکر شده است زیرا بازده پیشرانه آنها به آنها ویژگیهای کلی کارایی توربو فنهای بای پس بسیار را می دهد. این اجازه می دهد تا آنها همراه با توربوفنس در قطعاتی که روند کاهش مصرف سوخت خاص (SFC) با افزایش BPR را نشان می دهد ، نشان داده شوند. BPR همچنین برای نصب فن های لیفت ذکر شده است که جریان هوای فن از موتور دور است و از نظر فیزیکی هسته موتور را لمس نمی کند.
بای پس مصرف سوخت کمتری را برای همان رانش تأمین می کند که به عنوان مصرف سوخت ویژه رانش (گرم / ثانیه سوخت در واحد رانش در کیلو نیوتن با استفاده از واحدهای SI) اندازه گیری می شود
دو عامل وجود دارد که نسبت بای پس را تعیین می کند (یا بهتر بگوییم ، چگونه ممکن است تغییر کند):
اولین قطر نسبی فن ، در مقایسه با هسته است. بدیهی است که این در روند طراحی ثابت است و در حین پرواز تغییری نمی کند
دوم تفاوت نسبی در دور RPM بین دو شافت (یا حتی 3) شافت موجود در موتور است کمپرسور مانند پمپ عمل می کند ، فشار هوا را افزایش می دهد ، خواه مکش در ورودی مانند هنگام برخاست یا خوراک RAM ، مانند پرواز در کروز باشد. همچنین مانند پمپ ، هرچه یک قرقره (کمپرسور) سریعتر بچرخد ، جریان جرمی پمپ شده (ایجاد می شود) بیشتر است.. آنچه در توربین گاز اتفاق می افتد ، این است که قرقره N1 نسبتاً بیشتر از N2 کند می شود ، زیرا گاز کم می شود. بنابراین در کروز ، N1 ممکن است 3880 دور در دقیقه (75٪) باشد ، در حالی که N2 ممکن است 11534 دور در دقیقه (80٪) باشد. نسبت بین آنها اکنون 41/3 است. ظرفیت پمپاژ هسته تنها 20٪ از شرایط برخاست کاهش یافته است ، در حالی که ظرفیت پمپاژ فن 25٪ کاهش یافته است. از این رو ، در بایگانی نسبت بای پس نسبت به پرواز کمتر خواهد بود.در حقیقت ، جریان هسته توسط دور در دقیقه هر دو قرقره تعیین می شود ، در حالی که جریان کانال فن فقط با دور دور فن تعیین می شود. بنابراین تغییر در نسبت دور در دقیقه بر نسبت بای پس تأثیر می گذارد.سرعت جریان جرم بدست می آید$\dot{m} = A \cdot \rho \cdot v$,$\frac{\dot{m}_{bypass}}{\dot{m}_{core}} = \frac{A_{bypass} \cdot \rho_{bypass} \cdot v_{bypass}}{A_{core} \cdot \rho_{core} \cdot v_{core}}$که در آن A منطقه است ، ρ چگالی است و v سرعت شار است چون جرم جدیدی در هسته ایجاد نشده $\frac{\dot{m}_{bypass}}{\dot{m}_{core}} = \frac{A_{bypass}}{A_{core}}$
تصویر

ارسال پست