عملکرد موتور جت

مدیران انجمن: javad123javad, parse

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamjpl

نام: Roham Hesami

محل اقامت: Tehran, Qeytariyeh

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 847

سپاس: 524

جنسیت:

تماس:

عملکرد موتور جت

پست توسط rohamjpl »

مشخصه ترین ویژگی یک موتور جت بستگی به نوع آن دارد. به طور کلی ، این امر برای توربوفن ها و توربوجت ها و اسب بخار قدرت برای توربوپراپ ها محرک خواهد بود. نیروی رانش بر حسب پوند (lb) یا نیوتون (N) اندازه گیری می شود ، در حالی که قدرت محور را می توان بر اساس اسب بخار (hp) یا معمولاً وات (W) اندازه گیری کرد.
همانطور که قبلاً بحث شد ، نیروی رانش یا قدرت موتور جت بستگی به جرم هوای ورودی به موتور و شتابی دارد که هنگام خروج از اگزوز به دست می آید. با این حال ، هر دو ویژگی ذاتاً به سرعت هواپیما ، ارتفاع و شرایط جوی (به ویژه دما) بستگی دارد.
از نظر طراحی ، مطلوب است که با حداقل مصرف سوخت ویژه ممکن به بالاترین نسبت رانش به وزن برسیم. اگرچه اصول اساسی پیشرانه جت طی چند دهه گذشته به طور قابل توجهی تکامل نیافته است ، امروزه موتورهای جت سبک تر ، قابل اطمینان تر ، سوخت کمتری را برای نیروی محرکه معین می سوزانند و آلاینده های مضر کمتری تولید می کنند. در این بخش ، ما روابطی را بررسی می کنیم که بر برخی از ویژگی های کلیدی عملکرد موتورهای جت حاکم است. برای انجام این کار ، فشار و درجه حرارت در نقاط مختلف موتور کنترل یا محاسبه می شود.
موتور شفت دو جریان دوگانه با نقاط مرجع PV
روابط و عملکردهای کلیدی
همانطور که در بالا ذکر شد ، ویژگی های کلیدی مورد بحث مربوط به رانش (یا قدرت شفت) ، سایر معیارهای قدرت در موتور ، بازده عملیاتی ، مصرف ویژه سوخت و نحوه تأثیر برخی از این پارامترها مانند سرعت و ارتفاع هواپیما ، دور محور و دمای هوا. از متغیرهای زیر استفاده خواهد شد:
T نیروی محرکه است (معمولاً در lbf یا N)
M˙a نرخ جریان جرمی هوا است
Ma جرم هوا است
M˙f نرخ جرم سوخت است
Mf جرم سوخت است
M˙j میزان جریان جرمی گازهای خروجی است
Mj جرم گازهای خروجی است
V سرعت هواپیما است (معمولاً در گره ها ، ما از کیلومتر در ساعت استفاده می کنیم)
Vj سرعت خروجی (m/s) است
A سطح مقطع نازل است
P8 فشار استاتیک روی نازل (kPa) است
P0 فشار اتمسفر (kPa) است
CP ظرفیت حرارتی خاص سوخت است (معمولاً در کیلوژول/کیلوگرم درجه سانتی گراد یا BTU/پوند درجه فارنهایت)
b مصرف سوخت مخصوص رانش است (معمولاً در lb/lbf · hr یا g/kN · s برای توربوفن/توربوجت و lb/hp*hr یا g/W · s برای توربوپراپ)
رانشتصویر
با بازگشت به اصول اولیه ، رانش به شرح زیر تعریف می شود:
$T=\dot M (V_j-V)$
که برای شرایط نازل خفه می شود:
$T=\dot M (V_j-V)+(P_8-P_0)A$
قدرت
بسیاری از اندازه گیری های مختلف قدرت را می توان به موتور جت مربوط کرد که برخی از آنها به هم متصل هستند. در درجه اول ، قدرت جت به عنوان توان مربوط به انرژی جنبشی گازهای خروجی یا به صورت ریاضی تعریف می شود:
$\dot W_j=\frac{1}{2}\dot M_j\cdot V_j^2$
در انتهای مخالف موتور ، هوای جوی که وارد موتور می شود دارای مقداری انرژی جنبشی است و از پتانسیل انجام کار به عنوان قدرت قوچ یاد می شود. این را می توان به صورت زیر تعریف کرد:
$\dot W_r=\frac{1}{2}\dot M_a\cdot V^2$
قدرت موتور نیز بسیار مهم است زیرا این به قدرت موجود برای پیشرانه هواپیما اشاره دارد. این تفریق قدرت قوچ از توان جت است:
$\dot W_k=\dot W_j-\dot W_r=\frac{1}{2}\dot M\cdot V_j^2-\frac{1}{2}\dot M_a\cdot V^2$
در موارد خاص ، ممکن است فرض شود که جرم هوای وارد شده به موتور همان جرم هوای خروجی از اگزوز است (حتی اگر با در نظر گرفتن خونریزی/خنک کننده هوا تفاوت کمی داشته باشیم) ، به عنوان مثال ˙M˙a ، سپس رابطه را می توان به موارد زیر ساده کرد:
$\dot W_k=\frac{1}{2}\dot M(V_j^2-V^2)$
اگر براکت ها را ضرب کنیم ، عبارت thrust ظاهر می شود ، بنابراین قدرت موتور را می توان به صورت زیر بیان کرد:
$\dot W_k=\frac{1}{2}T(V_j+V)$
نیروی رانشی کسری از قدرت موتور است که در واقع برای حرکت هواپیما استفاده می شود و صرفاً حاصل رانش و سرعت هواپیما است ، به عنوان مثال:
$\dot W_t=T\cdot V \Leftrightarrow \dot W_t=\dot M(V_j-V)V$
باقیمانده قدرت موتور که به قدرت رانش تبدیل نمی شود ، توان اتلاف نامیده می شود. یک تفریق ساده منجر به موارد زیر می شود:
$\dot W_w=\dot W_k-\dot W_t=\frac{1}{2}T(V_j+V)-T\cdot V \Leftrightarrow \dot W_w=\frac{1}{2}T(V_j-V)$
اجزای قدرت جت
در نهایت ، تنها قدرتی که زیر مجموعه هیچ یک از موارد فوق نیست ، قدرت سوخت است که عملاً انرژی سوخت مصرفی است و برابر است با:
$\dot W_f=\dot M_f\cdot C_P\cdot \Delta T$
به خاطر داشته باشید که مقدار CP با دما تغییر می کند. یک فرمول مفید دیگر از گرمای احتراق استفاده می کند که به صورت ارزش گرمایش بالاتر (HHV) یا ارزش گرمایش پایین تر (LHV) معمولاً در فهرست ویژگی های سوخت یافت می شود.
$\dot W_f=\dot M_f\cdot~\textrm{HHV}$
استعدادی که می تواند به صورت زیر تعریف شود:
$\eta_\theta=\frac{\dot W_k}{\dot W_f}$
بازده حرارتی رانش عبارت است از:
$\eta_{\theta-t}=\frac{\dot W_t}{\dot W_f}$
و کارایی پیشرانه به شرح زیر تعریف می شود:
$\eta_{prop}=\frac{\dot W_t}{\dot W_k}=\frac{T\cdot V}{\frac{1}{2}T(V_j+V)}$
که می توان دوباره ترتیب داد:
$\eta_{prop}=\frac{2V}{V_j+V}\Leftrightarrow \eta_{prop}=\frac{2}{\frac{V_j}{V}+1}$
شایان ذکر است که راندمان حرارتی رانش ، در واقع محصول راندمان حرارتی موتور و راندمان پیشرانه است و بنابراین می توانیم از آن به عنوان بازده کلی حرارتی نیز یاد کنیم.
$\eta_{\theta-t}=\eta_\theta\cdot \eta_{prop}$
مصرف سوخت ویژه
برای توربوفن ها و توربوجت ها ، TSFC به سادگی به صورت زیر بیان می شود:
$b=\frac{\textrm{Fuel consumption rate per hour}}{\textrm{Thrust}}=\frac{kg/hr}{kN}=\frac{kg}{kN\cdot hr}$
برای توربوپراپ ها:
$b=\frac{\textrm{Fuel consumption rate per hour}}{\textrm{Power}}=\frac{kg/hr}{W}=\frac{kg}{W\cdot hr}$
وزن مخصوص موتور
برای توربوفن ها و توربوجت ها ، وزن مخصوص موتور به صورت زیر بیان می شود:
$b=\frac{\textrm{Engine Weight}}{\textrm{Maximum Thrust}}$
مثال سوال استادمان در جزوه درسی ام خودم میاورم
برای یک موتور خاص در شرایط خاص ، اطلاعات زیر برای محاسبه قدرت و کارایی موتور ارائه می شود:
سرعت هواپیما V = 960 کیلومتر در ساعت = 266.7 متر بر ثانیه
سرعت گاز خروجی Vj = 585 متر بر ثانیه
میزان جرم گازهای خروجی M˙j = 27 کیلوگرم بر ثانیه
میزان مصرف سوخت M˙f = 0.35 کیلوگرم بر ثانیه
گرمای احتراق (HHV) جت A-1 HHV = 43.2 MJ/kg
اکنون می توانیم موارد زیر را محاسبه کنیم:
$\dot W_j=\frac{1}{2}\dot M\cdot V_j^2=\frac{1}{2}\cdot \dot M_j\cdot V_j^2=\frac{1}{2}\cdot 27\cdot 585^2=4.62\cdot 10^6~\textrm{W}=4.62~\textrm{MW}$
$\dot W_r=\frac{1}{2}\cdot \dot M_j\cdot V^2=\frac{1}{2}\cdot 27\cdot 266.7^2=960240.02~\textrm{W}=960.24~\textrm{kW}$
$\dot W_k=\dot W_j-\dot W_r=4.62-0.96\approx 3.66~\textrm{MW}$
$\dot W_t=\dot M(V_j-V)V=27\cdot (585-266.7)\cdot 266.7=2.2920\cdot 10^6~\textrm{Q}\approx 2.29~\textrm{MW}$
$\dot W_w=\dot W_k-\dot W_t=3.66-2.29=1.37~\textrm{MW}$
$\dot W_f=\dot M_f\cdot HHV=0.35\cdot 43.24=15.13~\textrm{MW}$
$T=\dot M(V_j-V)=27\cdot (585-266.7)=8594.1~\textrm{N}\approx 8.59~\textrm{kN}$
$\eta_\theta=\frac{\dot W_k}{\dot W_f}=\frac{3.66}{15.13}=0.242~\textrm{(24.2%)}$
$\eta_{\theta-t}=\frac{\dot W_t}{\dot W_f}=\frac{2.29}{15.19}=0.151~\textrm{(15.1%)}$
$\eta_{prop}=\frac{\dot W_t}{\dot W_k}={2.29}{3.66}=0.626~\textrm{(62.6%)}$
رانش ، اسب بخار و عوامل خارجی
باید به خوبی درک شود که معیار اصلی عملکرد توربوجت ها و توربوفن ها نیروی محرکه ای است که آنها تولید می کنند ، در حالی که برای توربوپراپ ها در اصل به جای آن از نیروی شفت محرکه پروانه استفاده می شود. در انتهای روز ، پروانه نیروی محرکه ای را تولید می کند که برای سرعتهای کندتر هواپیما کارآمدتر است.
برای مقایسه رانش قابل تحویل با توربوپراپ و توربوفن ، باید بتوانیم بین این دو تبدیل کنیم:
$\textrm{Thrust Horsepower (THP)}~W=T\cdot V$
مخفی کردن بین واحدهای مختلف اگر داده ها در واحدهای امپریالیستی (lbf برای رانش ، mph برای سرعت هواپیما و hp برای قدرت) بیان شود ، فرمول را می توان به صورت زیر بیان کرد:
نیروی محرکه$\textrm{Thrust Horsepower (THP)}~W=\frac{T\cdot V}{375}$
اگر سرعت به صورت گره (که در آن 1kn = 1.15 مایل در ساعت) ارائه شده است:
$\textrm{Thrust Horsepower (THP)}~W=\frac{T\cdot V}{325}$
مثال
برای یک توربوفن با قدرت 35 کیلو نیوتن در حالی که با سرعت 950 کیلومتر در ساعت (263.9 متر بر ثانیه) حرکت می کند ، قدرت رانش برابر است با:
$W=35\cdot 263.9=9236.5~\textrm{kW}\approx 12386~\textrm{hp}$
برای اینکه یک توربوفن با راندمان پیشرانه ηprop = 0.55 بتواند نیروی محرکه یکسانی را ارائه دهد ، اسب بخار محوری زیر مورد نیاز است:
$0.55\times W=35\cdot 263.9 \Leftrightarrow W=16793.6~\textrm{kW}\approx 22521~\textrm{hp}$
رانش ناخالص
ما قبلاً در مورد عبارات رانش هم در شرایط عادی و هم در شرایط بسته صحبت کرده ایم. اگر موتور برای آزمایش استاتیک روی زمین ثابت شود ، هر دو این شرایط را می توان ساده کرد:
$T=\dot M\cdot V_j$
برای عملکرد عادی و:
$T=\dot M\cdot V_j+(P-P_0)A$
برای شرایط خفه شده این رانش "کل" در شرایط استاتیک غالباً رانش ناخالص نامیده می شود و جزء حذف شده $\dot M\cdot V$ کشش حرکت نامیده می شود. برای یک خروجی خروجی ، کسری از نیروی محوری که به گازهای خروجی نسبت داده می شود ، نیروی محرکه و کسری که به اختلاف فشار نسبت داده می شود ، فشار رانشی نامیده می شود. برای جمع بندی ریاضی:
رانش ناخالص$\dot M\cdot V_j+(P-P_0)A$
Momentum Thrust $\dot M\cdot V_j$
فشار تراست$(P-P_0)A$
Momentum Drag $\dot M\cdot V$
رانش خالص$\dot M(V_j-V)+(P-P_0)A$
از آخرین معادله ، می توان دریافت که رانش خالص را می توان با افزایش جرم گازهای خروجی (یعنی از طریق تزریق آب) یا با افزایش سرعت گازهای خروجی (از طریق سوختن بعد) افزایش داد.
بعد از سوختن
در هنگام برخاستن ، سرعت هواپیما نسبتاً پایین است و به همین ترتیب ، کشش حرکت نیز کاهش می یابد ، که منجر به این می شود که نیروی محرک حرکت تقریباً با رانش ناخالص برابر باشد. استفاده از پس سوز در هنگام برخاستن می تواند منجر به افزایش رانش در حدود 30 درصد برای توربوجت و حتی بیشتر در توربوفن های دور کم شود.
در طول سفر ، افزایش رانش مربوط به استفاده از پس سوز حتی بیشتر قابل توجه است زیرا کشش حرکت یکسان است ، آیا مشعل پس از آتش گیر فعال است یا خیر. در واقع ، به دلیل اثر قوچ ، هوای ورودی در این مورد بهتر استفاده می شود.
مثال
یک هواپیما با سرعت 950 کیلومتر در ساعت (263.9 متر بر ثانیه) در حال حرکت است و برای هر کیلوگرم هوا که در ثانیه وارد می شود ، میزان کشش حرکت را می توان به صورت زیر محاسبه کرد:
$1\cdot 263.9=263.9~\textrm{N}$
اگر فرض کنیم که نیروی رانش ناخالص به ازای هر کیلوگرم هوا 762.4 نیوتن متر است ، پس رانش خالص برابر است با:
$762.4-263.9=498.5~\textrm{N}$
با این حال ، اگر فرض کنیم 30 درصد افزایش رانش به دلیل استفاده از یک مشعل پس از سوزش ایجاد می شود ، رانش ناخالص به صورت زیر است:
$1.3\cdot 77.5=991.1~\textrm{N}$
اما برای سرعت داده شده ، رانش خالص به روز شده عبارت است از:
$1.3\cdot 77.5=991.1~\textrm{N}$
این بدان معنی است که افزایش رانش ، در این مورد ، در واقع:
$\frac{727.2}{498.5}\approx 1.46$
یعنی 46، درصد، که البته با افزایش مصرف کلی و اختصاصی سوخت همراه است.
هواپیما
سرعت
اگر یکی از معادلات اصلی رانش ،$T=\dot M(V_j-V)$را در نظر بگیریم و فرض کنیم که سرعت گازهای خروجی ثابت است ، می توان نتیجه گرفت که با افزایش سرعت هواپیما ، کشش حرکت نیز افزایش می یابد و در نهایت منجر می شود کاهش رانش خالص البته به همین دلیل است که حداکثر رانش قابل دستیابی در شرایط استاتیک ثبت می شود.
با این حال ، این برای سرعتهای نسبتاً پایین هواپیما صادق است. با افزایش سرعت هواپیما ، فشار ورودی نیز افزایش می یابد. برای یک ورودی و موتور خوب طراحی شده ، به طور کلی ، این امر منجر به افزایش جرم هوای جذب شده ، افزایش سرعت گازهای خروجی و افزایش رانش خالص می شود. این اثر قوچ نامیده می شود و می تواند با نسبت کل فشار هوا به کمپرسور بر فشار استاتیک هوا در ورودی اندازه گیری شود.
رانش در مقابل سرعت هواپیما
در مورد توربوپراپ ها ، رابطه کمی متفاوت است زیرا نیروی رانش ناشی از گازهای خروجی با افزایش سرعت هواپیما کاهش می یابد. رانش تولید شده توسط ملخ نیز با افزایش سرعت هواپیما کاهش می یابد ، حتی اگر اسب بخار قدرت افزایش یابد.
قدرت شفت در مقابل سرعت هواپیما
ارتفاع
با صعود هواپیما به ارتفاعات بالاتر ، هم دما و هم فشار هوا کاهش می یابد. افت فشار در درجه اول معادل کاهش وزن مخصوص هوا و متعاقباً ، جرم هوای ورودی به موتور برای تعداد معینی دور در دقیقه است. موتورهای مدرن مجهز به سیستم کنترل جریان سوخت خودکار هستند که میزان سوخت ورودی به محفظه احتراق را کاهش می دهد که در نهایت منجر به کاهش رانش خالص می شود.
از طرف دیگر ، کاهش دما چگالی هوا را افزایش می دهد که تا حدودی اثرات افت فشار را خنثی می کند. با این وجود ، در ارتفاع بین 35000 فوت و 65000 فوت ، دما نسبتاً ثابت است (در حدود -56.5 درجه سانتی گراد) ، به این معنی که تغییر فشار تأثیر دقیقی دارد که در بالا توضیح داده شد.
رانش خالص در مقابل ارتفاع
اسب بخار شفت در مقابل ارتفاع
دوران کامل
این یک رابطه نسبتاً ساده است زیرا افزایش سرعت چرخش شفت (ها) منجر به افزایش مکش هوا در موتور و متعاقبا افزایش پمپاژ سوخت در محفظه احتراق می شود. این امر منجر به افزایش رانش خالص (برای توربوفن و توربوجت) و اسب بخار (برای توربوپراپ) می شود ، با این فرض که هیچ یک از محدودیت های عملیاتی محقق نشده باشد.
اقلیم اب هوا
در آب و هوای سردتر ، چه این به دلیل فصلی بودن است و چه به دلیل پرواز در نزدیکی قطب ها ، دمای پایین به طور مداوم با افزایش اندکی در تراکم هوا همراه است. به همین دلیل ، جرم هوای ورودی به موتور در هر دور کمی بیشتر است ، به این معنی که رانش نیز کمی بیشتر است. با این حال ، این شرایط همچنین به این معنی است که کمپرسور برای کار کردن به قدرت کمی بیشتر نیاز دارد. اگر هدف حفظ همان دور در دقیقه بود ، برای حفظ آن باید سوخت بیشتری سوزاند ، اما سیستم های مدرن معمولاً منبع تغذیه را در محیط های سردتر تنظیم می کنند به طوری که دورها در واقع کمی کمتر هستند. همراه با افزایش چگالی هوا هیچ تاثیری بر رانش ندارد.
برای توضیح بیشتر و توضیح بهتر عملکرد سیستم خودکار ؛ سیستم سوخت به گونه ای برنامه ریزی شده است که جریان سوخت را به منظور حفظ دور در دقیقه در محدوده شرایط خارجی تنظیم کند. با کاهش دما ، این تنظیم منجر به افزایش رانش می شود تا زمانی که به مقدار بحرانی فشار هوا در خروجی کمپرسور برسیم. گذشته از این نقطه ، جریان سوخت طوری تنظیم می شود که فشار بدون در نظر گرفتن دور در دقیقه از مقدار بحرانی تجاوز نکند. از شماتیک زیر می توان دریافت که نسبت HP و LP دور در دقیقه با کاهش دما نیز کاهش می یابد. همچنین برای جلوگیری از چرخش بسیار زیاد در تلاش برای ایجاد تعادل بین عملکرد موتور ، مقرراتی در نظر گرفته شده است.
تاثیر دمای هوا بر رانش و دور در دقیقه
اگر سیستم کنترل سوخت در محل برنامه ریزی شده باشد تا نسبت فشار ثابت (و متعاقباً رانش) را حفظ کند ، فقط تا دمای خاصی می تواند این کار را انجام دهد. گذشته از آن نقطه ، جریان سوخت به طور خودکار تنظیم می شود (کاهش می یابد) تا از ایجاد دمای بیش از حد در توربین جلوگیری شود که در نهایت منجر به کاهش رانش می شود.
برای دمای اتمسفری حدود 45 درجه سانتی گراد و بسته به نوع موتور ، کاهش رانش به دلیل آب و هوا به تنهایی می تواند تا 20 باشد. در چنین مواردی ، سیستم های افزایش رانش اضافی (مانند تزریق آب) ممکن است ضروری یا بسیار مفید باشد.
تنظیمات رانش و قدرت
با توجه به موارد فوق ، آشکار شد که عوامل خارجی می توانند تأثیر قابل توجهی بر نیروی قابل تحویل یا قدرت موتورهای مختلف داشته باشند. برای اینکه بتوانیم موتورهای مختلف را بدون در نظر گرفتن شرایط آزمایش مقایسه کنیم ، باید نیروی محرکه را در شرایط بین المللی اتمسفر استاندارد (ISA) بیان کنیم. مثلا:
$T_{adjusted}=T_{stated}\cdot \frac{29.99}{P_0}$
$W_{adjusted}=W_{stated}\cdot \frac{29.99}{P_0}\times \sqrt \frac{273+15}{273+t_0}$
جایی که:
P0 فشار اتمسفر در "جیوه است
t0 دمای جوی در درجه سانتی گراد است
توزیع رانش
تغییر فشار و حرکت گازهای درون موتورهای جت منجر به تولید نیروی محرک جلو و برخی رانش عقب می شود. نیروی محرکه موتور تفاوت بین این دو است. با فشرده شدن هوا نیروی رو به جلو زیادی اعمال می کند و همین امر در مورد دیفیوزر صادق است اما در اندازه بسیار کوچکتر.
همانطور که انتظار می رود ، افزایش دما و فشار در داخل محفظه احتراق ، آن را به بزرگترین کمک به نیروهای پیشرو تبدیل می کند. با این حال ، هنگامی که این توده هوا وارد توربین می شود و افت فشار را تجربه می کند ، شتاب جریان و همچنین انحراف مداوم باعث ایجاد نیروی کشش می شود ، یعنی نیروی عقب. اگرچه برخی از نیروهای جلو در لوله جت برخی موتورها نیز ایجاد می شوند ، اما قسمت اگزوز بیشتر به دلیل کشیدگی در دیواره های نازل پیشران ، نیروی عقب را ایجاد می کند. به طور کلی ، هر زمان که فشار به سرعت تبدیل می شود ، نیروهای عقب به وجود می آیند. هنگامی که سرعت به فشار تبدیل می شود نیروهای پیش رو ایجاد می شوند.تصویر
توزیع رانش
پوشش کمپرسور
به طور کلی ، برای محاسبه کل رانش برای هر جزء خاص ، باید آن را جداگانه در شرایط ورودی و خروجی محاسبه کنیم. با این حال ، برای کمپرسور ، می توان فرض کرد که در ورودی فشار (سرعت) و سرعت صفر است. برای اهداف این مثال ، ما آثار و سهم جریان دور زدن را نادیده می گیریم. همچنین داده شده است که در خروجی ، کمپرسور دارای مساحت $A=0.117~\textrm{m}^2$ ، فشار سنج $P=650\cdot 10^3~\textrm{Pa}~(\textrm{N}/\textrm{m}^2)$، سرعت $V_{c2}=120~\textrm{m/s}$ متر بر ثانیه و سرعت جریان جرمی$\dot M=70~\textrm{kg/s}$ در ثانیه سپس رانش را می توان با استفاده از موارد زیر محاسبه کرد:
$T=(A\cdot P)+\dot MV_{c2}-0$
برای روشن شدن ، بیایید واحدها را بررسی کنیم:
$\textrm{m}^2\cdot \frac{\textrm{N}}{\textrm{m}^2}+\frac{\textrm{kg}}{\textrm{s}}\cdot \frac{\textrm{m}}{\textrm{s}}\Leftrightarrow \textrm{N}+\frac{\textrm{kg}\cdot \textrm{m}}{\textrm{s}^2}\Leftrightarrow \textrm{N}+\textrm{N}=\textrm{N}$
جایگزینی داده ها:
$\textrm{m}^2\cdot \frac{\textrm{N}}{\textrm{m}^2}+\frac{\textrm{kg}}{\textrm{s}}\cdot \frac{\textrm{m}}{\textrm{s}}\Leftrightarrow \textrm{N}+\frac{\textrm{kg}\cdot \textrm{m}}{\textrm{s}^2}\Leftrightarrow \textrm{N}+\textrm{N}=\textrm{N}$
مجرای پخش کننده
شرایط ورودی دیفیوزر همان شرایطی است که در انتهای کمپرسور وجود دارد. شرایط انتهای دیفیوزر عبارتند از: مساحت A = 0.132 متر مربع ، فشار سنج P = 655-1010 پا ، سرعت Vd2 = 112 متر بر ثانیه و سرعت جریان جرمی M˙ = 70 کیلوگرم در s سپس رانش را می توان به همان روش محاسبه کرد:
$T=(0.117\cdot 650\cdot 10^3)+70\cdot 120-0=84450~\textrm{N}~=84.45~\textrm{kN (Forward)}$
باز هم ، شرایط ورودی محفظه احتراق با شرایط انتهای دیفیوزر یکسان است. شرایط در انتهای محفظه احتراق به شرح زیر است: مساحت$A=0.132~\textrm{m}^2$مربع ، فشار سنج $P=655\cdot 10^3~\textrm{Pa}$ سرعت $V_{d2}=112~\textrm{m/s}$ متر بر ثانیه و سرعت جریان جرمی $\dot M=70~\textrm{kg/s}$ کیلوگرم /ثانیه سپس رانش را می توان به همان روش محاسبه کرد:
$T=(A\cdot P)+\dot MV_{d2}-84450 \Leftrightarrow$
$T=(0.132\cdot 655\cdot 10^3)+70\cdot 112-84450=$
$94300-84450=9850~\textrm{N}~=9.85~\textrm{kN (Forward)}$
توربین
شرایط انتهای توربین عبارتند از: مساحت $A=0.375~\textrm{m}^2$ متر مربع ، فشار سنج $P=640\cdot 10^3~\textrm{Pa}$، سرعت$V_{ch2}=95~\textrm{m/s}$ بر ثانیه و سرعت جریان جرمی$\dot M=70~\textrm{kg/s}$کیلوگرم در s سپس رانش را می توان به همان روش محاسبه کرد:
$T=(A\cdot P)+\dot MV_{ch2}-(84450+9850) \Leftrightarrow$
$T=(0.375\cdot 640\cdot 10^3)+70\times 95-94300 =$
$246650-94300=152350~\textrm{N}~=152.35~\textrm{kN (Forward)}$
لوله اگزوز و جت
شرایط انتهای لوله جت عبارتند از: مساحت A = 0.420 متر مربع ، فشار سنج$P=145\cdot 10^3~\textrm{Pa}$ ، سرعت $V_{t2}=270~\textrm{m/s}$ متر بر ثانیه و سرعت جرم$\dot M=70~\textrm{kg/s}$ کیلوگرم /ثانیه سپس رانش را می توان به همان روش محاسبه کرد:
$T=(A\cdot P)+\dot MV_{t2}-(84450+9850+152350) \Leftrightarrow$
$T=(0.310\cdot 145\cdot 10^3)+70\cdot 270-246650 =$
$63850-246650=-182800~\textrm{N}~=-182.8~\textrm{kN (Rearward)}$
نازل
شرایط در انتهای نازل به شرح زیر است: مساحت$A=0.215~\textrm{m}^2$ متر مربع ، فشار سنج $P=40\cdot 10^3~\textrm{Pa}$ ، سرعت$V_{n2}=585~\textrm{m/s}$متر بر ثانیه و سرعت جریان جرمی$\dot M=70~\textrm{kg/s}$ کیلوگرم در s سپس رانش را می توان به همان روش محاسبه کرد:
$T=(A\cdot P)+\dot MV_{n2}-(84450+9850+152350-182800+10700) \Leftrightarrow$
$T=(0.215\cdot 40\cdot 10^3)+70\cdot 585-74550 =$
$49550-74550=-25000~\textrm{N}~=-25.0~\textrm{kN (Rearward)}$
جمع بندی موارد فوق معادل 257.35 کیلو نیوتن رانش به جلو و 207.80 کیلو نیوتن رانش عقب است ، و نیروی محوری 49.55 کیلو نیوتن تولید می کند. حال اگر بخواهیم موتور را به عنوان یک کل در نظر بگیریم و فقط شرایط انتهای نازل را در نظر بگیریم (و شرایط قفل شده را فرض کنیم) ، محاسبه رانش برای شرایط یکسان خواهد بود:
$T=(P-P_0)\cdot A+\dot MV_{n2}-0 \Leftrightarrow$
$T=(40\cdot 10^3-0)\cdot 0.215+70\cdot 585=49550~\textrm{N}~=49.55~\textrm{kN (Forward)}$
پس سوز
اگر در حال حاضر فرض کنیم که همان موتور مجهز به یک مشعل پس از سوخت است ، می توانیم نیروی محرکه را در نازل دوباره محاسبه کنیم. شرایط در انتهای نازل عبارتند از: مساحت $A=0.300~\textrm{m}^2$ متر مربع ، فشار سنج $P=35\cdot 10^3~\textrm{Pa}$ ، سرعت $V_{n2}=730~\textrm{m/s}$متر بر ثانیه و سرعت جریان جرمی $\dot M=71~\textrm{kg/s}$ کیلوگرم در s سپس رانش را می توان به همان روش محاسبه کرد:
$T=(A\cdot P)+\dot MV_{n2}-(84450+9850+152350-182800+10700) \Leftrightarrow$
$T=(0.300\cdot 35\cdot 10^3)+71\cdot 730-74550 =$
$62330-74550=-12220~\textrm{N}~=12.22~\textrm{kN (Rearward)}$
این بدان معناست که نیروی عقب 12.78 کیلو نیوتن کاهش یافته و نیروی محرکه موتور به 62.33 کیلو نیوتن افزایش یافته است که کمی بیش از 25 درصد افزایش یافته است!
کارایی پیشرانه
قبلاً اشاره کردیم که کارایی پیشرانه به شکل زیر است:
$\eta_{prop}=\frac{\dot W_t}{\dot W_k}$
خیر
w ، ما این عبارت را برای سه مورد تغییر می دهیم. اولاً و برای یک موتور جت بسیار ساده ، می توان فرض کرد:
$\eta_{prop}=\frac{2V}{V_j+V}$
برای موتور جت با نازل اگزوز خفه شده ، این شکل را می گیرد:
$\eta_{prop}=\frac{[(P_8-P_0)A+\dot M(V_j-V)]V}{[(P_8-P_0)A+\dot M(V_j-V)]V+\frac{1}{2}\dot M(V_j-V)^2}$
و سرانجام ، ما واقع بینانه ترین شکل را برای یک توربوفن دو جریان داریم که در آن جریان اصلی دارای خواص M1 و Vj1 و جریان دور زدن دارای ویژگی های M2 و Vj2 است. سپس ما داریم:
$\eta_{prop}=\frac{\dot M_1(V_{j1}-V)V+\dot M_2(V_{j2}-V)V}{\dot M_1(V_{j1}-V)V+\dot M_2(V_{j2}-V)V+\frac{1}{2}\dot M_1(V_{j1}-V)^2+\frac{1}{2}\dot M_2(V_{j2}-V)^2}$
سرعت هواپیما
اگر به ساده ترین عبارت برای کارایی پیشرانه نگاه کنیم ، به نظر می رسد که با افزایش سرعت هواپیما ، کارایی آن نیز افزایش می یابد. برای شرایط استاتیک ηprop = 0 و حداکثر مقدار ηprop = 1 هنگامی که V = Vj به دست می آید. اگر فرض کنیم که سرعت گازهای خروجی ثابت است ، رابطه بین سرعت هواپیما و بازده پیشرانه سهمی است.

برای توربوپراپ ، بازده پیشرانه زمانی به حداکثر می رسد که هواپیما با سرعت 300-400 مایل بر ساعت حرکت می کند. در چنین مواردی ، افزایش بیشتر سرعت منجر به کاهش سریع کارایی می شود. این امر به این دلیل است که در دورهای بالاتر ، نوک های پروانه می توانند به سرعت صوتی نزدیک شوند و امواج ضربه ای ایجاد کنند که به طور قابل توجهی بر عملکرد آنها تأثیر می گذارد. در طرف مقابل ، توربوجت هایی با بای پس کم یا بدون دور در سرعت های بسیار بالا کارآمد هستند. این اختلاف به طور موثری باعث توسعه توربوفن های متوسط ​​تا زیاد با 2 یا 3 قرقره شد که پتانسیل هر محور را تا آنجا که به سرعت چرخش مربوط می شود بهینه می کند.
ارتفاع
با صعود هواپیما به ارتفاعات بالاتر ، سرعت گازهای خروجی Vj به دلیل کاهش مقاومت در برابر هوای جوی افزایش می یابد. این به طور معمول منجر به کاهش بازده پیشرانه می شود مگر اینکه سیستم تامین سوخت برای حفظ نسبت $V_j/V$ ثابت برنامه ریزی شده باشد.
مصرف ویژه سوخت
دستیابی به مصرف خاص سوخت و نسبت رانش به وزن از پارامترهای مهم طراحی برای همه موتورهای جت و به ویژه برای هوافضا غیرنظامی است. در چند دهه گذشته پیشرفتهای مکانیکی ، آیرودینامیکی و مواد متعددی منجر به موتورهای سبک تر با SFC بسیار بهبود یافته شده است. استفاده از نسبتهای بای پس به طور فزاینده و مواد کامپوزیتی نیز باعث کاهش وزن و افزایش کارایی شده است.
مصرف ویژه سوخت به طور مستقیم با کارایی حرارتی و پیشرانه موتور ارتباط دارد. بازده حرارتی بستگی به نسبت فشار و دمای گاز در ورودی توربین دارد. افزایش بیشتر دمای توربین با استفاده از مواد مورد استفاده محدود می شود و حتی اگر این مسئله مهم نبود ، دمای بالاتر نیز منجر به افزایش سرعت گازهای خروجی و در نتیجه کاهش بازده پیشرانه می شود. در موتورهای مدرن تر و نسبت دور بالا می توان با برخورد با دماهای بالای گازهای خروجی اما سرعتهای خروجی کم تا متوسط ​​، به بازده حرارتی و پیشرانه ای بالایی دست یافت.
علاوه بر این ، توربین های مورد استفاده در توربوجت ها سنگین تر از توربوفن های دو قرقره هستند ، زیرا کل توده هوا باید از توربین های قبلی عبور کند. به طور مشابه ، موتورهای دور بالا معمولاً به کمپرسورهای کوچکتر و سبک تر و محفظه محرک نیز نیاز دارند. به طور کلی ، هسته موتورهای با دور بالا کوتاهتر از توربوجت ها با همان درجه رانش هستند و کاهش وزن کل تا 20 است.
موتورهای سه گانه دارای یک مزیت دیگر هستند زیرا عملکرد آیرودینامیکی بسیار بهبود یافته باعث کاهش تعداد کل مراحل در کمپرسور و توربین می شود.
سرعت هواپیما
همانطور که قبلاً بحث شد ، افزایش سرعت هواپیما منجر به افزایش جرم هوا در موتور می شود ، که به طور خودکار منجر به تزریق سوخت اضافی برای حفظ نسبت سالم هوا به سوخت می شود. رابطه بین SFC و سرعت هواپیما تقریباً خطی است ، همانطور که در زیر نشان داده شده است.
از عبارت استاندارد برای رانش:
$T=\dot M(V_j-V)$
همچنین درست است که:
$\dot M=\dot M_a+\dot M_f$
نسبت هوا به سوخت را می توان مجدداً مرتب کرده و در معادله رانش جایگزین کرد:
$\frac{\dot M_a}{\dot M_f}=\mu$
$\dot M=(\mu+1)\dot M_f$
$T=(\mu+1)\dot M_f(V_j-V)\Leftrightarrow \frac{\dot M_f}{T}=\frac{1}{\mu+1}\cdot \frac{1}{V_j-V}$
SFC در مقابل سرعت هواپیما
ارتفاع
SFC تغییرات قابل توجهی را در طیف وسیعی از ارتفاعات نشان نمی دهد. با صعود هواپیما ، SFC کمی کاهش می یابد قبل از اینکه دوباره به سطحی برسد که تا حدی بالاتر از سطح دریا است. این مورد برای هر دو توربوجت/توربوفن صادق استI hope I help you understand the question. Roham Hesami smile072 smile261 smile260 رهام حسامی ترم چهارم مهندسی هوافضا
تصویر

ارسال پست