کارایی در توربین گاز یا موتور هواپیما
ارسال شده: چهارشنبه ۱۴۰۰/۳/۵ - ۰۷:۱۸
اکثر موتورهای هواپیمای مدرن ، از چندین مرحله کمپرسور تشکیل شده اند که توسط توربین (یا چندین) و یک اتاق احتراق در بین آنها هدایت می شوند تا دمای جریان را افزایش دهند.
به طور کلی ، تولید کنندگان و طراحان برای افزایش کارایی بر افزایش نسبت فشرده سازی و همچنین دمای احتراق متمرکز هستند.
سوال من این است ، با فرضهای ساده مانند گاز کامل ، بدون اتلاف انرژی یا اصطکاک ، و دما و سرعت ورودی ثابت: بازده این چرخه ترمودینامیکی چگونه ارزیابی می شود؟ چگونه می توان بهره وری حاصل از افزایش فشار یا دما را کمی کرد؟
من میدونم توربین های گازی با استفاده از چرخه Brayton مدل سازی می شوند که در ساده ترین حالت از موارد زیر تشکیل می شود:
فشرده سازی ایزنتروپیک (در کمپرسور)
اضافه شدن گرما با فشار ثابت (محفظه احتراق)
انبساط ایزنتروپیک (در یک توربین)
رد حرارت فشار مداوم
و از آنجا که بهره وری به عنوان خروجی خالص / ورودی گرما تعریف می شود ، می توان به راحتی و به ترتیب زیر راندمان را با دمای حالت های چرخه مرتبط دانست:با این حال اکثر توربین های گازی در این شرایط ایده آل ساده نظیر فشرده سازی و انبساط ایزنتروپیک ، افزودن حرارت فشار ثابت ، فشرده سازی تک مرحله ای و انبساط تک مرحله ای کار نمی کنند. و در چنین مواردی مدل سازی و تجزیه و تحلیل کارایی بسیار پیچیده تر از چرخه ایده آل است.
کارایی موتورهای توربوجت با نازل
در هر چرخه بریتون ، بیشترین بازده ترمودینامیکی موتورهای TurboJet باید حدود 40٪ باشد. بقیه انرژی به دلیل اتلاف حرارت در گازهای خروجی بعد از توربین رد می شود.
اما اگر این گازهای گرم توربین از طریق نازل با راندمان 95٪ (همگرا یا CD) منتقل شوند ، پس کارایی کلی باید 95٪ باشد ، درست است؟ از آنجا که نازل تمام گرما و فشار هدر رفته را می خرد ، آن را به انرژی جنبشی گازها تبدیل می کند.
طبق اطلاعات من ، نازل ها دستگاه های بسیار کارآمدی با کارایی بالاتر از 95٪ هستند (لطفا در این مورد نظر دهید) و برای بحث لطفاً راندمان احتراق را 100٪ و بدون افت مکانیکی در نظر بگیرید. و در اینجا من هدف کلی موتور توربوجت را در نظر دارم تا گازها را در سریعترین زمان ممکن پیش ببرد. بنابراین راندمان کلی در اینجا انرژی جنبشی گازهای خروجی در مقابل انرژی شیمیایی آزاد شده توسط سوخت است.چرخه کامل Brayton یک موتور توربین گاز هواپیما دارای چندین منبع اتلاف انرژی است - از دست دادن نیروی رانش پیشرانه. نازلی که ذکر کردید تنها بخشی از کل چرخه است و بله اگر به درستی شکل بگیرد می تواند بسیار کارآمد باشد.
کارایی پیشرانه
حفظ شتاب برای تسریع در یک وسیله نقلیه به شتاب دادن مواد پیشرانه در جهت مخالف نیاز دارد. به طور کلی ، در چارچوب مرجع زمین ، هنگامی که سرعت اگزوز کم است ، بازده انرژی بیشترین است ، زیرا این امر باعث کاهش اتلاف انرژی جنبشی به پیشرانه می شود.موتور جت
وابستگی بهره وری انرژی (η) از سرعت خروجی / نسبت سرعت هواپیما (c / v) برای جت های تنفس هوا
فرمول دقیق کارایی پیشرانه برای موتورهای تنفس هوا${\displaystyle \eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{9}}{v_{0}}}}}}$,${\displaystyle v_{9}}{\displaystyle v_{9}}$ سرعت دفع اگزوز به سرعت هوای ورودی نتیجه این امر این است که ، به ویژه در موتورهای تنفسی هوا ، شتاب دادن مقدار زیادی از هوا توسط مقدار کمتری از انرژی است تا شتاب دادن مقدار کمی از هوا به میزان زیاد ، حتی اگر رانش آن زیاد باشد همان به همین دلیل کارآیی موتورهای توربوفن نسبت به موتورهای جت ساده با سرعت زیر صوت زیاد است
آیا معادله ای برای بهره وری موتور جت به عنوان تابعی از دمای ورودی توربین وجود دارد؟من می دانم که بین دمای ورودی توربین و کارایی موتور رابطه وجود دارد. اما ، آیا کسی می تواند معادله ای یا کارایی را فقط به عنوان تابعی از دمای ورودی توربین ارائه دهد؟
من به دنبال چیزی شبیه به این هستم: اگر دمای ورودی توربین 200K افزایش یابد ، بازده 10٪ افزایش می یابد. همچنین ، بیایید بگوییم که اگر GE ماده ای را ابداع کند که ذوب نشود (فقط تصور کنید) ، بالاترین دمایی که می تواند با سوزاندن سوخت تولید شود ، با فرض ذوب شدن هیچ چیز.خوب بگم کارایی موتور جت متأسفانه پیچیده تر از عملکرد یک به یک بین دمای ثابت توربین و بازده است. بازده ترمودینامیکی موتور توربین به عنوان توان تولیدی مفید استخراج شده از انرژی شیمیایی اضافه شده توسط سوخت تعریف می شود.
ایستگاه 0 برای ورودی موتور است ، سایر شماره های ایستگاه عبارتند از:
ورودی کمپرسور.
ورودی محفظه احتراق.
ورودی توربین.
خروجی توربین.
اگزوز موتور.
جریان حرارتی$\dot{Q}$ اضافه شده به موتور:
$\dot{Q} = \dot{m} \cdot c_{pg} \cdot (T_{3t} - T_{2t}) \tag{roham1}$
با$\dot{m}$= جریان جرم در موتور ، $c_{pg}$ = ثابت گاز ،$T_{3t}$ = دمای کل در ورودی توربین. دمای کل دمایی است که وقتی جریان گاز به صورت غیر هم فشار متراکم شود ، در نقطه رکود اندازه گیری شود و به صورت تعریف شود
$T_t = T + v^2/(2 * C_p) \tag{roham2}$
بنابراین انرژی IN تابعی از موارد زیر است:
دمای ورودی توربین استاتیک
جریان جرم کل
سرعت جریان گاز در ورودی توربین.
قدرت مفید خارج
توان تحویل شده توسط ژنراتور گاز:
$P_{gg} = \dot{}m \cdot c_{pg} \cdot T_{4t} \left[ 1 - {\left(\frac{p_0}{p_{4t}} \right)}^{\frac{\kappa_g - 1}{\kappa_g}} \right] \tag{roham3}$
با$T_{4t}$ = دمای راکد در خروجی توربین.
p0 = فشار استاتیک در ورودی موتور ، تابعی از تراکم هوا و سرعت هوا.
$p_{4t}$= فشار راکد در خروجی توربین ، که بستگی به میزان انرژی توربین از جریان گاز دارد.
بهره وری
اگر بتوانیم فقط $T_{3t}$را تغییر دهیم و متغیرهای دیگر را ثابت نگه داریم ، می توانیم به نوعی از عملکردی که پس از آن دنبال می شویم برسیم - اما نمی توانیم. افزایش T.I.T باعث ایجاد رانش بیشتر ، تسریع در هواپیما ، افزایش فشار ورودی ، افزایش فشار خروجی توربین و غیره می شود.
تعداد زیاد متغیرهای درگیر ، استخراج عبارات جبری برای خروجی خاص و کارایی چرخه های واقعی را غیرممکن می کندi hope i helped roham hesami
به طور کلی ، تولید کنندگان و طراحان برای افزایش کارایی بر افزایش نسبت فشرده سازی و همچنین دمای احتراق متمرکز هستند.
سوال من این است ، با فرضهای ساده مانند گاز کامل ، بدون اتلاف انرژی یا اصطکاک ، و دما و سرعت ورودی ثابت: بازده این چرخه ترمودینامیکی چگونه ارزیابی می شود؟ چگونه می توان بهره وری حاصل از افزایش فشار یا دما را کمی کرد؟
من میدونم توربین های گازی با استفاده از چرخه Brayton مدل سازی می شوند که در ساده ترین حالت از موارد زیر تشکیل می شود:
فشرده سازی ایزنتروپیک (در کمپرسور)
اضافه شدن گرما با فشار ثابت (محفظه احتراق)
انبساط ایزنتروپیک (در یک توربین)
رد حرارت فشار مداوم
و از آنجا که بهره وری به عنوان خروجی خالص / ورودی گرما تعریف می شود ، می توان به راحتی و به ترتیب زیر راندمان را با دمای حالت های چرخه مرتبط دانست:با این حال اکثر توربین های گازی در این شرایط ایده آل ساده نظیر فشرده سازی و انبساط ایزنتروپیک ، افزودن حرارت فشار ثابت ، فشرده سازی تک مرحله ای و انبساط تک مرحله ای کار نمی کنند. و در چنین مواردی مدل سازی و تجزیه و تحلیل کارایی بسیار پیچیده تر از چرخه ایده آل است.
کارایی موتورهای توربوجت با نازل
در هر چرخه بریتون ، بیشترین بازده ترمودینامیکی موتورهای TurboJet باید حدود 40٪ باشد. بقیه انرژی به دلیل اتلاف حرارت در گازهای خروجی بعد از توربین رد می شود.
اما اگر این گازهای گرم توربین از طریق نازل با راندمان 95٪ (همگرا یا CD) منتقل شوند ، پس کارایی کلی باید 95٪ باشد ، درست است؟ از آنجا که نازل تمام گرما و فشار هدر رفته را می خرد ، آن را به انرژی جنبشی گازها تبدیل می کند.
طبق اطلاعات من ، نازل ها دستگاه های بسیار کارآمدی با کارایی بالاتر از 95٪ هستند (لطفا در این مورد نظر دهید) و برای بحث لطفاً راندمان احتراق را 100٪ و بدون افت مکانیکی در نظر بگیرید. و در اینجا من هدف کلی موتور توربوجت را در نظر دارم تا گازها را در سریعترین زمان ممکن پیش ببرد. بنابراین راندمان کلی در اینجا انرژی جنبشی گازهای خروجی در مقابل انرژی شیمیایی آزاد شده توسط سوخت است.چرخه کامل Brayton یک موتور توربین گاز هواپیما دارای چندین منبع اتلاف انرژی است - از دست دادن نیروی رانش پیشرانه. نازلی که ذکر کردید تنها بخشی از کل چرخه است و بله اگر به درستی شکل بگیرد می تواند بسیار کارآمد باشد.
کارایی پیشرانه
حفظ شتاب برای تسریع در یک وسیله نقلیه به شتاب دادن مواد پیشرانه در جهت مخالف نیاز دارد. به طور کلی ، در چارچوب مرجع زمین ، هنگامی که سرعت اگزوز کم است ، بازده انرژی بیشترین است ، زیرا این امر باعث کاهش اتلاف انرژی جنبشی به پیشرانه می شود.موتور جت
وابستگی بهره وری انرژی (η) از سرعت خروجی / نسبت سرعت هواپیما (c / v) برای جت های تنفس هوا
فرمول دقیق کارایی پیشرانه برای موتورهای تنفس هوا${\displaystyle \eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{9}}{v_{0}}}}}}$,${\displaystyle v_{9}}{\displaystyle v_{9}}$ سرعت دفع اگزوز به سرعت هوای ورودی نتیجه این امر این است که ، به ویژه در موتورهای تنفسی هوا ، شتاب دادن مقدار زیادی از هوا توسط مقدار کمتری از انرژی است تا شتاب دادن مقدار کمی از هوا به میزان زیاد ، حتی اگر رانش آن زیاد باشد همان به همین دلیل کارآیی موتورهای توربوفن نسبت به موتورهای جت ساده با سرعت زیر صوت زیاد است
آیا معادله ای برای بهره وری موتور جت به عنوان تابعی از دمای ورودی توربین وجود دارد؟من می دانم که بین دمای ورودی توربین و کارایی موتور رابطه وجود دارد. اما ، آیا کسی می تواند معادله ای یا کارایی را فقط به عنوان تابعی از دمای ورودی توربین ارائه دهد؟
من به دنبال چیزی شبیه به این هستم: اگر دمای ورودی توربین 200K افزایش یابد ، بازده 10٪ افزایش می یابد. همچنین ، بیایید بگوییم که اگر GE ماده ای را ابداع کند که ذوب نشود (فقط تصور کنید) ، بالاترین دمایی که می تواند با سوزاندن سوخت تولید شود ، با فرض ذوب شدن هیچ چیز.خوب بگم کارایی موتور جت متأسفانه پیچیده تر از عملکرد یک به یک بین دمای ثابت توربین و بازده است. بازده ترمودینامیکی موتور توربین به عنوان توان تولیدی مفید استخراج شده از انرژی شیمیایی اضافه شده توسط سوخت تعریف می شود.
ایستگاه 0 برای ورودی موتور است ، سایر شماره های ایستگاه عبارتند از:
ورودی کمپرسور.
ورودی محفظه احتراق.
ورودی توربین.
خروجی توربین.
اگزوز موتور.
جریان حرارتی$\dot{Q}$ اضافه شده به موتور:
$\dot{Q} = \dot{m} \cdot c_{pg} \cdot (T_{3t} - T_{2t}) \tag{roham1}$
با$\dot{m}$= جریان جرم در موتور ، $c_{pg}$ = ثابت گاز ،$T_{3t}$ = دمای کل در ورودی توربین. دمای کل دمایی است که وقتی جریان گاز به صورت غیر هم فشار متراکم شود ، در نقطه رکود اندازه گیری شود و به صورت تعریف شود
$T_t = T + v^2/(2 * C_p) \tag{roham2}$
بنابراین انرژی IN تابعی از موارد زیر است:
دمای ورودی توربین استاتیک
جریان جرم کل
سرعت جریان گاز در ورودی توربین.
قدرت مفید خارج
توان تحویل شده توسط ژنراتور گاز:
$P_{gg} = \dot{}m \cdot c_{pg} \cdot T_{4t} \left[ 1 - {\left(\frac{p_0}{p_{4t}} \right)}^{\frac{\kappa_g - 1}{\kappa_g}} \right] \tag{roham3}$
با$T_{4t}$ = دمای راکد در خروجی توربین.
p0 = فشار استاتیک در ورودی موتور ، تابعی از تراکم هوا و سرعت هوا.
$p_{4t}$= فشار راکد در خروجی توربین ، که بستگی به میزان انرژی توربین از جریان گاز دارد.
بهره وری
اگر بتوانیم فقط $T_{3t}$را تغییر دهیم و متغیرهای دیگر را ثابت نگه داریم ، می توانیم به نوعی از عملکردی که پس از آن دنبال می شویم برسیم - اما نمی توانیم. افزایش T.I.T باعث ایجاد رانش بیشتر ، تسریع در هواپیما ، افزایش فشار ورودی ، افزایش فشار خروجی توربین و غیره می شود.
تعداد زیاد متغیرهای درگیر ، استخراج عبارات جبری برای خروجی خاص و کارایی چرخه های واقعی را غیرممکن می کندi hope i helped roham hesami