Design of jet enginesطراحی جت

مدیران انجمن: parse, javad123javad

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamjpl

نام: Roham Hesami رهام حسامی

محل اقامت: فعلا تهران قیطریه بلوار کتابی 8 متری صبا City of Leicester Area of Leicestershire LE7

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 1875

سپاس: 3351

جنسیت:

تماس:

Design of jet enginesطراحی جت

پست توسط rohamjpl »

برای پیشرانه جت هواپیما به طور کلی چهار طرح متمایز وجود دارد: توربوجت، توربوفن (یا موتور بای پس)، توربوپراپ و توربوشفت. این پست به طرح و طراحی دو موتور رایج مورد استفاده در هواپیماهای مدرن، توربوجت و توربوفن می پردازد و توضیح می دهد که چگونه ویژگی های آنها باعث می شود هر موتور برای یک کار خاص قابل استفاده باشد. به طور خاص، دو موضوع مهم مطرح می شود. اولی موتور چند شفت با قرقره های مجزای کم فشار و فشار قوی و دومی موتور بای پس است که در آن بیشتر هوای فشرده شده توسط یک فن از احتراق هسته و توربین موتور دور می زند.
به طور کلی هر موتور از چهار جزء ضروری تشکیل شده است: کمپرسور، محفظه احتراق، توربین و نازل همانطور که در شکل 1 نشان داده شده است. کمپرسور فشار هوای ورودی را قبل از احتراق افزایش می دهد و توربین که کار را از احتراق تحت فشار داغ استخراج می کند. محصولات، در قلب موتور قرار دارند. نقش توربین قدرت تامین نیروی رانش نیست بلکه به حرکت درآوردن کمپرسور است. محصولات احتراق تحت فشار داغ از طریق یک نازل منبسط می شوند تا نیروی رانش تولید کنند. در برخی از موتورهای توربوجت نظامی، سرعت اگزوز و در نتیجه رانش ممکن است با "بعد سوزاندن" در مجرای اگزوز افزایش یابد.توربوجت اولین نوع موتور جت است که توسط سر فرانک ویتل و هانس فون اوهاین در طول جنگ جهانی دوم ساخته شد. این دیگر برای هواپیماهای غیرنظامی استفاده نمی شود، اما عمدتاً برای رانش با سرعت بالا در هواپیماهای نظامی استفاده می شود. شکل 1 یک طرح مقطعی از یک موتور توربوجت معمولی را نشان می‌دهد و طرح معمولی یک موتور توربوجت را با یک کمپرسور محوری که توسط یک توربین محوری هدایت می‌شود، همه روی یک شفت نشان می‌دهد. این مجموعه از شفت، کمپرسور و توربین اغلب به عنوان "قرقره" نامیده می شود. موتورهای جدیدتر معمولاً دارای دو یا سه قرقره هستند که فرآیند فشرده سازی و انبساط در کمپرسور و توربین در قسمت های مختلف پخش می شود. به این ترتیب یک کمپرسور کم فشار (LP) و توربین LP روی یک شفت نصب می‌شوند تا قرقره LP را تشکیل دهند. شفت LP از داخل شفت پرفشار توخالی (HP) عبور می کند که کمپرسور HP و توربین HP روی آن نصب شده است. کمپرسور و توربین به بخش‌های جداگانه تقسیم می‌شوند تا تنش‌های گریز از مرکز در کمپرسور و پره‌های توربین کاهش یابد و به منظور بهینه‌سازی راندمان کار، به قسمت‌های مختلف کمپرسور و توربین اجازه می‌دهد با سرعت‌های مختلف کار کنند.تصویر
برای سرعت های مافوق صوت پایدار، یک موتور توربوجت باقی می ماند و گزینه ای جذاب برای پیشرانه هواپیما است. رولزرویس الیمپوس 593 یک نمونه دو شفت است که برای به حرکت درآوردن کنکورد تا دو برابر سرعت صوت استفاده شد.
1.2 نکته ای در مورد کارایی:
راندمان پیشرانه یا فرود h_p موتور جت با تقسیم توان خروجی بر نرخ تغییر انرژی جنبشی هوا تعریف می شود. انرژی جنبشی هوا نشان دهنده توان ورودی به سیستم است. توان خروجی P حاصل ضرب نیروی خروجی است، یعنی رانش F و سرعت هوای حاصل U_a. اگرچه این یک تقریب است، این معادله اصطلاحات اساسی را که نیروی محرکه هواپیما را تعریف می کنند، خلاصه می کند. نیروی F مورد نیاز برای شتاب دادن به سیال با معادله تکانه داده می شود.
$F=\dot{m}(U_j-U_a)$
جایی که \dot{m} نرخ جریان جرمی هوا از طریق موتور است، $U_a $سرعت هوای ورودی و$ U_j$ سرعت هوای خروج از موتور است. بنابراین نیرویی برابر و مخالف بر روی موتور اعمال خواهد شد که تراست خالص نامیده می شود. اصطلاح $\dot{m} U_j $را نیروی حرکت ناخالص و $\dot{m} U_a$ را کشش ram می‌گویند. بنابراین، برای یک توربوجت توان خروجی برابر است با
$P=F U_a = \dot{m} U_a (U_j - U_a) و KE = 0.5 \dot{m} (U_j^2 - U_a^2)$
به طوری که،
$N_p = \frac{\dot{m} U_a (U_j-U_a)}{0.5\dot{m} (U_j^2 - U_a^2)} = \frac{2Ua}{Ua + Uj}$
برای سرعت ثابت$ U_a، N_p$ را می توان با کاهش U_j افزایش داد. با این حال، کاهش $U_j $نیروی رانش را کاهش می دهد مگر اینکه $\dot{m}$ افزایش یابد. بنابراین، برای هواپیماهای غیرنظامی زمانی که اقتصاد مهم است، $\dot{m}$ با استفاده از نسبت‌های بای‌پس بالا توربوفن افزایش می‌یابد، در حالی که برای موتورهای نظامی که رانش مهم است، از موتورهای کم‌گذر با سرعت‌های خروجی زیاد استفاده می‌شود.
بهینه سازی توربوجت
هنگام بهینه‌سازی عملکرد موتور جت معمولاً دو پارامتر در نظر گرفته می‌شود: نیروی رانش ویژه (ST) موتور و مصرف سوخت خاص (SFC)، نرخ جریان جرمی سوخت مورد نیاز برای تولید یک واحد رانش. به طور کلی طراح توربین دو متغیر ترمودینامیکی برای بهینه سازی این دو موجود دارد: نسبت فشار کمپرسور (R) و دمای ورودی توربین (TET). اثرات این دو متغیر بر SFC و ST به نوبه خود در نظر گرفته خواهد شد.
ST به شدت به TET وابسته است و TET باید حداکثر شود تا موتور تا حد ممکن برای مقدار خاصی از رانش کوچک نگه داشته شود. با این حال، افزایش TET منجر به SFC بزرگتر در یک R ثابت می شود. از طرف دیگر افزایش در ST به طور کلی مهم تر از جریمه SFC بالاتر است، به خصوص در سرعت های پرواز بالا که یک موتور کوچک برای به حداقل رساندن وزن و کاهش وزن بسیار مهم است. بکشید.
افزایش R همیشه باعث کاهش SFC می شود و از این رو اطمینان از مراحل تراکم کارآمد برای یک موتور اقتصادی حیاتی است. برای یک مقدار ثابت TET افزایش R در ابتدا منجر به ST بیشتر می شود اما در نهایت باعث کاهش مجدد ST می شود. بنابراین، یک مقدار بهینه از R وجود دارد که نقش مهندس در تعیین آن است. علاوه بر این، نسبت فشار بهینه برای حداکثر ST با افزایش TET افزایش می‌یابد.
البته این بهینه سازی R و TET را نمی توان از طراحی مکانیکی موتور جدا کرد. راندن TET مستلزم استفاده از آلیاژهای بسیار گران‌تر و پره‌های توربین خنک‌شده است که همواره منجر به افزایش هزینه، پیچیدگی مکانیکی یا کاهش عمر موتور می‌شود. افزایش R به کمپرسورها و توربین‌های بزرگ‌تری نیاز دارد که جریمه‌های وزن، هزینه و پیچیدگی مکانیکی را متحمل می‌شوند.
در نهایت برای سرعت‌های پرواز و ارتفاع‌های مختلف پرواز، عملکرد توربوجت متفاوت خواهد بود زیرا سرعت جریان جرمی و کشش حرکت با چگالی هوا و سرعت رو به جلو متفاوت است. رانش ناخالص به طور قابل توجهی با افزایش ارتفاع به دلیل کاهش چگالی و فشار محیط کاهش می یابد، امازنگ زدگی ممکن است به دلیل کاهش دمای ورودی موتور افزایش یابد. اما SFC برای افزایش ارتفاع کاهش می یابد، نتیجه ای که فرانک ویتل به عنوان یک دانشجوی مهندسی محاسبه کرد و به انگیزه او برای توسعه موتور جت منجر شد.
توربوفن
همانطور که در بالا نشان داده شد، سرعت بالای خروجی موتورهای توربوجت اجازه نمی دهد تا راندمان پیشرانه بالا مورد نیاز برای هواپیماهای غیرنظامی باشد. برای افزایش راندمان پیشرانه از یک موتور بای پس که اغلب به عنوان موتور توربوفن شناخته می شود، استفاده می شود.
هسته موتور توربوفن اساساً همانند توربوجت دارای کمپرسور، محفظه احتراق و توربین قدرت است که در شکل 2 نشان داده شده است. با این حال موتور دارای یک توربین دوم است که یک فن بزرگ در جلوی موتور به حرکت در می آورد. این فن هوا را به یک مجرای بای پس می رساند که هوا را بدون عبور از محفظه احتراق به نازل اگزوز هدایت می کند. به همین دلیل طراحان اغلب به جریان سرد در مجرای بای پس و جریان گرم از طریق هسته اشاره می کنند. مخلوط کردن هوای بای پس سردتر با گازهای خروجی داغ از هسته منجر به راندمان پیشرانه بالاتر و سطح سر و صدای کمتری می شود. موتورهای بای پس اولیه معمولاً نسبت بای پس (میزان جریان جرمی هوای بای پس تقسیم بر سرعت جریان جرمی هوای عبوری از هسته) حدود 0.3 تا 1.5 داشتند. ترتیبات هواپیماهای مسافربری مدرن موتورهای با نسبت بای پس بالا (HBR) با نسبت بای پس 5 یا حتی بیشتر است. در خانواده‌های رولز رویس RB211 و ترنت، فن با سرعت کم توسط یک توربین به حرکت در می‌آید و دو کمپرسور داخلی که توسط دو توربین جداگانه به حرکت در می‌آیند تا یک موتور سه‌قلویی ایجاد کنند.تصویر
بهینه سازی توربوفن
برای مهندسین طراحی توربوفن چهار متغیر اصلی باید در نظر گرفته شود: نسبت بای پس (BR)، نسبت فشار کلی (OR)، نسبت فشار فن (FR) و TET. مشابه توربوجت TET بالا برای افزایش رانش مورد نیاز است. با افزایش FR، رانش ناشی از جریان سرد افزایش می‌یابد در حالی که جریان گرم کاهش می‌یابد زیرا برای به حرکت درآوردن فن به نیروی بیشتری نیاز است. یک مقدار بهینه FR وجود دارد که برای آن رانش کل $F = F_c + F_h $حداکثر است. در واقع مقدار بهینه FR هنگامی که F یک حداکثر است به طور خودکار حداقل SFC را تولید می کند اگر OR و BR ثابت باشند.
با افزایش BR راندمان پیشرانه افزایش می یابد و SFC کاهش می یابد. برای هواپیماهای مادون صوت لانگ-حول، SFC برای کاهش هزینه مهم است. برای این موتورها BR معمولاً بین 4 تا 6 است و OP و TET بالا هستند. تراست برای هواپیماهای نظامی مهمتر است به طوری که BR معمولاً به 0.5 تا 1 کاهش می یابد. BR به طور قابل توجهی بر راندمان موتور، ظاهر، اندازه و وزن موتور تأثیر می گذارد. با افزایش وزن موتور می توان بار کمتری به هواپیما اضافه کرد تا درآمد خطوط هوایی کاهش یابد. دوم، افزایش نیروی بالابر تولید شده توسط بالها برای حمل موتورهای بزرگتر به طور خودکار باعث درگ بیشتر می شود. در نهایت، به دلایل عملی BR > 10 با فناوری فعلی کاربردی نیست، زیرا لازم است یک جعبه دنده بین توربین قدرت محرکه و فن نصب شود تا توربین سریعتر کار کند. چنین طراحی مطمئناً مستلزم زمان توسعه قابل توجهی است و احتمالاً جریمه وزنی را متحمل خواهد شد که بیشتر از مزایای افزایش BR است. بنابراین بهینه‌سازی موتور را نمی‌توان تنها از نظر پارامترهای ترمودینامیکی در نظر گرفت و سازندگان هواپیما در نهایت تصمیم می‌گیرند که کدام موتور را بر اساس طرحی که به خطوط هوایی بالاترین بازده مالی را می‌دهد، نصب کنند.hope I helped you understand the question. Roham Hesami, sixth
semester of aerospace engineering
smile072 smile072 رهام حسامی ترم ششم مهندسی هوافضاتصویر
smile260 smile016 :?:
تصویر

ارسال پست