هوافضا

[rohamavation]

انواع کمپرسور جت

اصول اولیه
من تمام مدلهای کمپرسور اینچا شرح میدم مقدمه ابتدایی
پره‌های ایمپلر و دیفیوزر
پروانه یا ایمپلر (impeller/impellor/impellar) روتور یا قطعه دواری است که در پمپ‌ها (pumps) برای برای افزایش فشار و دبی سیال به کار می‌رود.
ایمپلر قطعه یک دوار پمپ‌های سانتریفوژ (centrifugal pumps) است که معمولا از آهن، فولاد، برنز، برنج، آلومینیوم یا پلاستیک ساخته می‌شود و به وسیله شتاب دادن سیال به سمت خارج از مرکز چرخش، انرژی را از موتوری(motor) که پمپ را به حرکت در می‌آورد به سیال پمپ شده منتقل می‌کند. سرعتی که به وسیله ایمپلر به دست آمده است،‌ به علت محدود شدن حرکت رو به خارج سیال به وسیله محفطه پمپ،‌ به شتاب تبدیل می‌شود.
ایمپلرها معمولا دارای استوانه‌های کوتاه هستند که ورودی آن که چشم (eye) پمپ نامیده می‌شود باز است تا سیال وارد آن شود؛ همچنین پره‌هایی (vanes) برای هل دادن شعاعی سیال و یک خار مارپیچی و یا سوراخ رزوه‌دار برای درگیر شدن با شافت راننده وجود دارد. تعداد پره‌های (vane) ایمپلر می‌تواند از 1 تا 10 و بیش‌تر متغیر باشد. بازه سرعت آنها بسیار گسترده است: از کم‌تر از 30 تا بیش از 3000 rpm.
پمپ‌های ایمپلری برای حرکت دادن سیالات غیر خالص عالی هستند زیرا به راحتی دچار گرفتگی (clog) نمی‌شوند. برای سیالات بسیار ناخالص مانند لجن (sludge)، گاهی از نوع تک پره‌ای آن استفاده می‌شود.[
تقریبا غیر ممکن است که یک ایمپلر تک پره‌ای (single vane impeller) دچار گرفتگی شود؛ به همین جهت معمولا برای مایعاتی که دارای مواد جامد معلق هستند به کار می‌رود.
در ایمپلر دابل لوب (double lobe impeller) با داشتن تنها دو پره، ریسک گرفتگی در اثر مواد خارجی درون سیال پمپ شده، نسبت به پمپ‌هایی که پره بیشتری دارند کاهش می‌یابد.
این پمپ‌های تک پره‌ای و دابل لوب برای لجن و دیگر سیالات آلوده مناسب هستند.
می‌توان راندمان پمپ‌های ایمپلری را با افزودن پره‌های ساکن در دیفیوزر پمپ آن افزایش داد. پمپ‌های ایمپلری دیفیوزری(impeller diffuser pump) بزرگ می‌توانند به راندمان در حد 90 درصد نیز برسند.
تعداد پره‌های دیفیوزر با تعداد پره‌های ایمپلر متفاوت است؛ در نتیجه لبه‌های همه پره‌های ایمپلر همزمان به لبه‌های همه پره‌های دیفیوزر نزدیک نمی‌شوند. این امر باعث جلوگیری از ضربه و نوسان و فشارهای تجمیعی می‌گردد.
توربوشارژرهایی (turbochargers) وجود دارند که از هیچ دیفیوزری استفاده نمی‌کنند.
کلکتور
کلکتور (collector) یک کمپرسور سانتریفوژ می‌تواند دارای اشکال و فرم‌های مختلفی باشد. زمانی که دیفیوزر به یک محفظه بزرگ خالی تخلیه می‌شود، ممکن است کلکتور به نام پلنیوم (Plenum) خوانده شود. زمانی که دیفیوزر به قطعه‌ای شبیه به حلزون یا شاخ گاو تخلیه می‌شود، به کلکتور حلزونی (volute) یا اسکرال (scroll) گفته می‌شود. هدف از کلکتور جمع‌آوری جریان از خروجی دیفیوزر و تحویل این جریان به یک لوله پایین‌دست است. کلکتور و لوله هر کدام می‌توانند دارای ولو (valves) و ابزار دقیق کنترل کمپرسور باشند.
برش یک توربوشارژر سانتریفوژ که کمپرسور سانتریفوژ به رنگ آبی در سمت راست و توربین به رنگ قرمز در سمت چپ مشخص هستند
خش ثابت یا استاتور (stator section) از یک پمپ سانتریفوژ، بعد از آن که جریان از ایمپلر (impeller) خارج می‌شود، یک دیفیوزر (diffuser) یا حلزونی (volute) است. هدف از هر یک از این دو نوع استاتور این است که با کارایی مناسبی انرژی سرعتی را به فشار تبدیل کنند.
دیفیوزرها به وسیله تعدادی مسیر واگرای متقارن شعاعی در اطراف ایمپلر شناخته می‌شوند. یک حلزونی و یا یک کلکتور حلقه‌ای پشت سر دیفیوزر قرار می‌گیرند.
دیفیوزر پمپ
حلزونی‌ها اغلب توسط یک یا دو مسیر واگرای قیف مانند مشخص می‌شوند که اطراف ایمپلر را احاطه کرده است. برخی از استاتورهای حلزونی با چند ورودی ممکن است دیفیوزر نامیده شوند. با افزایش مساحت مقطع، حلزونی سرعت مایع را کاهش و فشار آن را افزایش می‌دهد. حلزونی با افزایش سطح مقطع خود، انرژی جنبشی سیال را به فشار تبدیل می‌کند.
حلزونی پمپ
برای فشارهای بالای بین بیرینگ‌ها (bearings) در پمپ‌های چند مرحله‌ای (multi-stage pumps)، طرح‌های دیفیوزری در مقایسه با طرح‌های حلزونی جمع و جورتر هستند. به طور کلی فشردگی باعث کاهش اندازه پمپ و کاهش هزینه‌ متریال و ساخت می‌شود.
دیفیوزر پمپ چند مرحله‌ای
معمولا دیفیوزرها به صورت قطعات یک تکه و یا دو تکه که به محفظه پمپ متصل شده‌اند، طراحی می‌شوند. دیفیوزرها قطعات ماژولار می‌باشد. برای یک کیسینگ مشخص پمپ، انواع مختلفی از مسیرهای دیفیوزری را می‌توان طراحی کرد تا بازه وسیعی از شرایط کارکردی را پوشش دهند.
حلزونی پمپ
برای یک پمپ سانتریفوژ یک مرحله‌ای، طرح دیفیوزری گران‌تر است زیرا رینگ دیفیوزر یک قطعه اضافی است که باعث افزایش ماشین‌کاری بر روی کیسینگ می‌شود. کیسینگ باید همچنان وظیفه جمع‌آوری و انتقال جریان از دیفیوزر به نازل خروجی را بر عهده داشته باشد. صرف نظر از این که این کار چگونه انجام شود، دیفیوزر مزیت نسبی کمی در اندازه یک پمپ تک مرحله‌ای ایجاد می‌کند.
طرح‌های دیفیوزری اغلب در مقایسه با انواع حلزونی، در دبی جریان بهترین کارایی (best efficiency) کاراتر هستند. همچنین می‌توان یک دیفیوزر سفارشی را برای کاربرد مد نظر ساخت تا راندمان را برای یک نقطه کاری خاص به حداکثر رساند.
دیفیوزرها در نرخ‌های جریان خارج از پیک که پمپ بخش زیادی از زمان را در آن کار می‌کند، راندمان کم‌تری دارند. تفاوت راندمان ممکن است قابل توجه نباشد، مگر این که توان پمپ بالا باشد، در این حالت کاربر باید بین هزینه‌های کم‌تر متریال و حمل پمپ‌های دیفیوزری و سود ناشی از افزایش راندمان در پمپ‌های حلزونی انتخاب نماید.
یکی از اهداف اصلی پوسته حلزونی (volute casing)، کمک برای متوازن کردن فشار هیدرولیک بر روی شافت پمپ می‌باشد. البته این امر در شرایطی که پمپ با ظرفیت مورد توصیه سازنده کار می‌کند، بهتر اتفاق می‌افتد. کارکرد پمپ‌های حلزونی شکل در ظرفیت کمتر از مقدار توصیه شده، می‌تواند باعث ایجاد تنش‌های فرعی بر روی شافت پمپ شود و فرسایش آب‌بندی‌ها (seals)، بیرینگ‌ها (bearings) و خود شافت را در پی خواهد داشت.
نیروی شعاعی وارد بر ایمپلر در اثر یک توزیع فشار محیطی غیر یکنواخت ایجاد می‌شود که طراحی استاتور نقش مهمی را در آن بازی می‌کند. برای برخی از کاربردها، به ویژه در پمپ‌های دارای ایمپلرهای تک مرحله‌ای معلق که به طور پیوسته در جریان‌های بسیار دور از جریان بهترین نقطه راندمان کار می‌کنند، یک آرایش دیفیوزری/کلکتوری می‌تواند میزان کم‌تری از نیروی تراست شعاعی ایجاد می‌کنند.
کمپرسورهای سانتریفوژ (centrifugal compressors) که گاهی کمپرسورهای شعاعی (radial compressors) نامیده می‌شوند، نوعی توربوماشین با تقارن محوری جذب‌کننده توان هستند.
یک کمپرسور سانتریفوژ با اضافه کردن انرژی جنبشی (سرعت) به یک جریان پیوسته سیال توسط روتور یا پروانه به افزایش فشار دست پیدا می‌کند؛ سپس با کاهش سرعت جریان در یک دیفیوزر (diffuser)، این انرژی جنبشی به افزایش انرژی پتانسیل (فشار استاتیک) تبدیل می‌شود. در بیش‌تر موارد، افزایش فشار در ایمپلر (impeller) با افزایش فشار در دیفیوزر برابر است.
شباهت توربوماشین‌ها
آن‌چه در مورد توربوماشین‌ها قابل توجه است این است که اصول کاری آن‌ها تقریبا همگانی است. قطعا تفاوت بسیاری بین این دستگاه‌ها و بین انواع تحلیل‌هایی که معمولا برای موارد خاص استفاده شود، وجود دارد اما در واقع فیزیک پس زمینه دینامیک سیالات، دینامیک گاز، آیرودینامیک، هیدرودینامیک، و ترمودینامیک برای همه آن‌ها یکی است. تعدادی از این ماشین‌آلات دارای ویژگی‌های فیزیکی مشابه با کمپرسورهای سانتریفوژ هستند.
یک ایمپلر سانتریفوژ که برای افزایش راندمان پولیش شده
شباهت کمپرسور سانتریفوژ با کمپرسور محوری
کمپرسورهای سانتریفوژ از این نظر مشابه با کمپرسورهای محوری (axial compressors) هستند که هر دو کمپرسورهای با ایرفویل دوار هستند. این نباید عجیب باشد که بخش ابتدایی ایمپلر (impeller) سانتریفوژ بسیار شبیه به یک کمپرسور محوری به نظر برسد. بخش ابتدایی ایمپلر سانتریفوژ، ایندیوسر یا القاگر (inducer) نامیده می‌شود. کمپرسورهای سانتریفوژ از این نظر از کمپرسورهای محوری متفاوت هستند که تغییر بیش‌تری در شعاع جریان از ورودی به خروجی روتور/ایمپلر ایجاد می‌کنند.
کمپرسور چند مرحله‌ای محوری
برش یک توربین گاز نشان دهنده یک کمپرسور ترکیبی محوری و سانتریفوژ
شباهت کمپرسور سانتریفوژ با فن سانتریفوژ
کمپرسورهای سانتریفوژ همچنین شبیه به فن‌های سانتریفوژ (centrifugal fans) هستند و هر دو انرژی جریان را از طریق افزایش شعاع افزایش می‌دهند. در مقابل فن‌های سانتریفوژ، کمپرسورها در سرعت‌های بالاتر کار می‌کنند تا افزایش فشار بیش‌تری تولید کنند. در بسیاری از موارد، روش‌های مهندسی استفاده شده برای طراحی یک فن سانتریفوژ همانند طراحی یک کمپرسور سانتریفوژ است. در نتیجه این دو گاهی می‌توانند بسیار مشابه باشند.
این رابطه در مقایسه با فن‌های قفس سنجابی (squirrel-cage fans) کم‌تر درست است.
به عنوان یک دسته‌بندی کلی می‌توان گفت که کمپرسورهای سانتریفوژ اغلب دارای بیش‌تر از 5 درصد افزایش دانسیته هستند. همچنین آن‌ها هنگامی که سیال هوا یا نیتروژن باشد، اغلب دارای سرعت سیال بالای عدد ماخ 0.3 هستند. در مقابل، فن‌ها و دمنده‌ها اغلب دارای افزایش دانسیته کم‌تر از پنج درصد و بیشینه سرعت سیال زیر 0.3 ماخ در نظر گرفته می‌شوند.
شباهت کمپرسور سانتریفوژ با پمپ سانتریفوژ
کمپرسورهای سانتریفوژ نیز شبیه به پمپ‌های سانتریفوژ (centrifugal pumps) هستند. تفاوت کلیدی بین این کمپرسورها و پمپ‌ها این است که سیال عامل کمپرسور، گاز (تراکم‌پذیر) و سیال پمپ، مایع (تراکم‌ناپذیر) است. روش‌های مهندسی مورد استفاده برای طراحی پمپ سانتریفوژ همانند طراحی یک کمپرسور سانتریفوژ می‌باشند. با این حال یک تفاوت مهم وجود دارد: نیاز به مقابله با کاویتاسیون (cavitation) در پمپ‌ها.
شباهت کمپرسور سانتریفوژ با توربین شعاعی
کمپرسورهای سانتریفوژ همچنین بسیار شبیه به همتای توربوماشین خود، توربین جریان شعاعی (radial-inflow turbine) هستند. در حالی که یک کمپرسور برای بالا بردن فشار، انرژی را به یک جریان انتقال می‌دهد، یک توربین در جهت معکوس و به وسیله استخراج انرژی از جریان و در نتیجه کاهش فشار آن کار می‌کند. به عبارت دیگر، توان به کمپرسور وارد و از توربین خارج می‌گردد.
توربین‌های شعاعی
توربوماشین‌های استفاده کننده از کمپرسورهای سانتریفوژ
برخی از ماشین‌هایی که ممکن است از یک یا چند کمپرسور سانتریفوژ استفاده کنند در اینجا ذکر شده است.
یونیت توان کمکی (auxiliary power unit)
سوپر شارژرهای سانتریفوژ (centrifugal type supercharger)
توربین گاز (gas turbine)
توربوشارژر (turbocharger)
توربوپراپ (turboprop)
توربوشافت (turboshaft)
کمپرسور سانتریفوژ در یک موتور جت
کمپرسور سانتریفوژ در یک موتور جت
کمپرسور سانتریفوژ چند مرحله‌ای
اجزای یک کمپرسور سانتریفوژ ساده
یک کمپرسور سانتریفوژ ساده دارای چهار بخش است:
ورودی (inlet)
پروانه (impeller)/روتور (rotor)
دیفیوزر (diffuser)
کلکتور (collector).
جریان گاز به صورت محوری وارد ایمپلر سانتریفوژ می‌شود و در نتیجه چرخش پروانه، جریان از مخروط خروجی حلزونی (volute) عبور و از کمپرسور خارج می‌شود.
ورودی
ورودی به یک کمپرسور سانتریفوژ معمولا یک لوله ساده است و ممکن است شامل قطعاتی همچون ولو (valve)، تیغه‌ها/ایرفویل‌های ثابت (مورد استفاده برای کمک به چرخش جریان) و ابزار اندازه‌گیری فشار و دما شود. تمام این دستگاه‌های اضافی کاربردهای مهمی در کنترل کمپرسور سانتریفوژ دارند.
ایمپلر سانتریفوژ
بخش کلیدی که یک کمپرسور سانتریفوژ را می‌سازد، ایمپلر (impeller) سانتریفوژ است. چرخش مجموعه‌ای از پره‌ها یا تیغه‌های پروانه است که باعث می‌شود به تدریج انرژی گاز افزایش یابد. این اتفاق با کمپرسور محوری (axial compressor) یکسان است، با این تفاوت که در کمپرسور سانتریفوژ گازها به وسیله افزایش شعاع پروانه به سرعت‌ها و سطح انرژی بالاتری می‌رسند. در بسیاری از کمپرسورهای سانتریفوژ مدرن با راندمان بالا، گاز خروجی از پروانه در نزدیکی سرعت صوت حرکت می‌کند.
ایمپلرها دارای اشکال مختلفی هستند:
ایمپلرهای باز (open Impellers) با پره‌های قابل مشاهده
ایمپلرهای پوشیده (covered Impellers) یا ایمپلرهای شراد دار (shrouded Impellers)
ایمپلرهای دارای اسپلیتر (splitter) و بدون اسپلیتر که تمام پره‌ها کامل یا ایندیوسر (inducer) هستند
بیش‌تر ایمپلرهای مدرن با راندمان بالا از پره‌های رو به عقب استفاده می‌کنند.
ایمپلرهای باز
ایمپلرهای شراد دار
اسپلیتر و ایندیوسر در ایمپلرها
دیفیوزر
بخش کلیدی بعدی یک کمپرسور سانتریفوژ ساده، دیفیوزر (diffuser) است که در مسیر جریان پایین دست پروانه قرار دارد. وظیفه دیفیوزر تبدیل انرژی جنبشی (سرعت بالا) گاز به فشار است که با کاهش تدریجی سرعت (انتشار) گاز انجام می‌شود. دیفیوزرها می‌توانند بدون پره، پره‌دار و یا به صورت ترکیب یک در میان باشند. نسخه‌های هایبریدی دیفیوزرهای پره‌دار عبارت‌اند از
دیفیوزرهای باله‌ای (wedge diffusers)
دیفیوزرهای کانالی (channel diffusers)
دیفیوزر‌های لوله‌ای (pipe diffusers).
خش ثابت یا استاتور (stator section) از یک پمپ سانتریفوژ، بعد از آن که جریان از ایمپلر (impeller) خارج می‌شود، یک دیفیوزر (diffuser) یا حلزونی (volute) است. هدف از هر یک از این دو نوع استاتور این است که با کارایی مناسبی انرژی سرعتی را به فشار تبدیل کنند.
دیفیوزرها به وسیله تعدادی مسیر واگرای متقارن شعاعی در اطراف ایمپلر شناخته می‌شوند. یک حلزونی و یا یک کلکتور حلقه‌ای پشت سر دیفیوزر قرار می‌گیرند.
دیفیوزر پمپ
حلزونی‌ها اغلب توسط یک یا دو مسیر واگرای قیف مانند مشخص می‌شوند که اطراف ایمپلر را احاطه کرده است. برخی از استاتورهای حلزونی با چند ورودی ممکن است دیفیوزر نامیده شوند. با افزایش مساحت مقطع، حلزونی سرعت مایع را کاهش و فشار آن را افزایش می‌دهد. حلزونی با افزایش سطح مقطع خود، انرژی جنبشی سیال را به فشار تبدیل می‌کند.
برای فشارهای بالای بین بیرینگ‌ها (bearings) در پمپ‌های چند مرحله‌ای (multi-stage pumps)، طرح‌های دیفیوزری در مقایسه با طرح‌های حلزونی جمع و جورتر هستند. به طور کلی فشردگی باعث کاهش اندازه پمپ و کاهش هزینه‌ متریال و ساخت می‌شود.
دیفیوزر پمپ چند مرحله‌ای
معمولا دیفیوزرها به صورت قطعات یک تکه و یا دو تکه که به محفظه پمپ متصل شده‌اند، طراحی می‌شوند. دیفیوزرها قطعات ماژولار می‌باشد. برای یک کیسینگ مشخص پمپ، انواع مختلفی از مسیرهای دیفیوزری را می‌توان طراحی کرد تا بازه وسیعی از شرایط کارکردی را پوشش دهند.
حلزونی پمپ
برای یک پمپ سانتریفوژ یک مرحله‌ای، طرح دیفیوزری گران‌تر است زیرا رینگ دیفیوزر یک قطعه اضافی است که باعث افزایش ماشین‌کاری بر روی کیسینگ می‌شود. کیسینگ باید همچنان وظیفه جمع‌آوری و انتقال جریان از دیفیوزر به نازل خروجی را بر عهده داشته باشد. صرف نظر از این که این کار چگونه انجام شود، دیفیوزر مزیت نسبی کمی در اندازه یک پمپ تک مرحله‌ای ایجاد می‌کند.
حلزونی پمپ
طرح‌های دیفیوزری اغلب در مقایسه با انواع حلزونی، در دبی جریان بهترین کارایی (best efficiency) کاراتر هستند. همچنین می‌توان یک دیفیوزر سفارشی را برای کاربرد مد نظر ساخت تا راندمان را برای یک نقطه کاری خاص به حداکثر رساند.
دیفیوزرها در نرخ‌های جریان خارج از پیک که پمپ بخش زیادی از زمان را در آن کار می‌کند، راندمان کم‌تری دارند. تفاوت راندمان ممکن است قابل توجه نباشد، مگر این که توان پمپ بالا باشد، در این حالت کاربر باید بین هزینه‌های کم‌تر متریال و حمل پمپ‌های دیفیوزری و سود ناشی از افزایش راندمان در پمپ‌های حلزونی انتخاب نماید.
ی کی از اهداف اصلی پوسته حلزونی (volute casing)، کمک برای متوازن کردن فشار هیدرولیک بر روی شافت پمپ می‌باشد. البته این امر در شرایطی که پمپ با ظرفیت مورد توصیه سازنده کار می‌کند، بهتر اتفاق می‌افتد. کارکرد پمپ‌های حلزونی شکل در ظرفیت کمتر از مقدار توصیه شده، می‌تواند باعث ایجاد تنش‌های فرعی بر روی شافت پمپ شود و فرسایش آب‌بندی‌ها (seals)، بیرینگ‌ها (bearings) و خود شافت را در پی خواهد داشت.

نیروی شعاعی وارد بر ایمپلر در اثر یک توزیع فشار محیطی غیر یکنواخت ایجاد می‌شود که طراحی استاتور نقش مهمی را در آن بازی می‌کند. برای برخی از کاربردها، به ویژه در پمپ‌های دارای ایمپلرهای تک مرحله‌ای معلق که به طور پیوسته در جریان‌های بسیار دور از جریان بهترین نقطه راندمان کار می‌کنند، یک آرایش دیفیوزری/کلکتوری می‌تواند میزان کم‌تری از نیروی تراست شعاعی ایجاد می‌کنند.
کمپرسور محوری (axial compressor) یک دستگاه تولید فشار و نوعی کمپرسور دوار مبتنی بر ایرفویل است که در آن جریان سیال موازی با محور چرخش است. این در تضاد با دیگر کمپرسورهای دوار از قبیل کمپرسور سانتریفوژ (centrifugal compressor) و کمپرسور جریان مختلط (mixed-flow compressor) است که در آن سیال به صورت محوری وارد می‌شود اما دارای یک مولفه شعاعی قابل توجه در خروج خواهد بود.

کمپرسورهای جریان محوری یک جریان پیوسته با شتاب منفی از گاز فشرده ایجاد می‌کنند. سطح انرژی هوا یا گاز درون کمپرسور محوری توسط عمل تیغه‌های روتور که گشتاوری را به سیال اعمال می‌کنند، توسط یک موتور الکتریکی (electric motor) یا توربین بخار (steam turbine) و یا توربین گاز (gas turbine) تامین می‌شود. مزیت کمپرسورهای محوری راندمان بالا، دبی جرمی بزرگ به ویژه نسبت به سطح مقطع آن‌ها است. البته کمپرسورهای محوری نیاز به چندین ردیف ایرفویل برای رسیدن به افزایش فشارهای بزرگ دارند که باعث پیچیده و گران شدن ساخت آن‌ها نسبت به طرح‌های دیگری همانند کمپرسورهای سانتریفوژ (centrifugal compressors) می‌شود.
کمپرسورهای محوری به طور گسترده‌ای در توربین‌های گازی (gas turbines) مانند موتورهای جت، موتور کشتی با سرعت بالا و نیروگاه‌های کوچک استفاده می‌شوند. همچنین کمپرسورهای محوری در کاربردهای صنعتی مانند پلانت‌های جداسازی هوا (air separation plants) با حجم بالا، هوای کوره دمشی (blast furnace)، هوای کراکینگ کاتالیزوری سیال (fluid catalytic cracking) و هیدروژن‌زدایی پروپان (propane dehydrogenation) استفاده می‌شوند. با توجه به کارایی بالا، قابلیت اطمینان بالا و کارکرد انعطاف‌پذیر در موتورهای هوایی استفاده می‌شوند.
ساختمان کمپرسورهای محوری
کمپرسورهای محوری از اجزای دوار و ثابت تشکیل شده‌اند. شافت یک درام مرکزی که توسط بیرینگ‌ها (bearings) نگه داشته شده است را می‌گرداند. درام دارای تعدادی ردیف حلقوی ایرفویل است که معمولا به صورت جفت‌هایی در کنار هم قرار می‌گیرند و یکی از آن‌ها دوار و دیگری ثابت و متصل به یک محفظه لوله‌ای ثابت است. یک جفت از ایرفویل‌های دوار و ثابت، یک مرحله (stage) نامیده می‌شوند. ایرفویل‌های دوار همچنین به عنوان تیغه (blade) یا روتور (rotor) شناخته می‌شوند و به سیال شتاب می‌دهند. ایرفویل‌های ثابت که همچنین به عنوان استاتور (stator) و یا پره (vane) شناخته می‌شوند، به وسیله نفوذ یا انتشار (diffusion) انرژی جنبشی دورانی افزایش یافته را به فشار استاتیک تبدیل می‌کنند و مسیر جهت جریان سیال را به صورتی تغییر می‌دهند که برای پره‌های روتور مرحله بعدی آماده شوند. سطح مقطع بین درام روتور و محفظه در جهت جریان کاهش می‌یابد تا بتوان همراه با تراکم سیال، با استفاده از هندسه متغیر عدد ماخ بهینه را حفظ کرد.
کارکرد کمپرسورهای محوری
به دلیل این که سیال در جهت محوری وارد و خارج می‌شود، در معادله انرژی مولفه سانتریفوژ وارد بازی نمی‌شود. در اینجا تراکم به طور کامل بر اساس انتشار (diffusion) در مسیرها انجام می‌شود. عمل نفوذ در استاتور هد جنبشی مطلق مایع را به افزایش فشار تبدیل می‌کند. هد جنبشی نسبی در معادله انرژی، عبارتی است که تنها به دلیل چرخش روتور وجود دارد. روتور هد جنبشی نسبی سیال را کاهش و بر هد جنبشی مطلق سیال می‌افزاید؛ به عبارتی روتور بر سرعت (مطلق) ذرات سیال می‌افزاید و در نتیجه سرعت نسبی بین سیال و روتور را کاهش می‌دهد. به طور خلاصه، روتور سرعت مطلق مایع را افزایش می‌دهد و استاتور آن را به افزایش فشار تبدیل می‌کند. طراحی مسیر روتور با یک قابلیت انتشار می‌تواند علاوه بر کارکرد طبیعی آن، یک افزایش فشار تولید کند. این باعث تولید افزایش فشار بیش‌تر در هر مرحله در هر دو استاتور و روتور می‌شود. این اصل واکنش (reaction principle) در توربوماشین‌ها می‌باشد. اگر 50 درصد از افزایش فشار در یک مرحله در بخش روتور به دست آید، گفته می‌شود که میزان واکنش 50 درصد است.
افزایش فشار و سرعت در یک مرحله از کمپرسور محوری
طراحی کمپرسورهای محوری
افزایش فشار تولید شده در یک مرحله توسط سرعت نسبی بین روتور و سیال و قابلیت‌های چرخش و نفوذ ایرفویل‌ها محدود می‌شود. یک مرحله معمولی از یک کمپرسور تجاری، در شرایط طراحی با راندمان پلی‌تروپیک حدود 90 تا 95 درصد، افزایش فشاری بین 15 تا 60 درصد (نسبت فشار 1.15 تا 1.6) تولید می‌کند. برای رسیدن به نسبت‌های فشار مختلف، کمپرسورهای محوری با تعداد مراحل و سرعت‌های دوران مختلفی طراحی می‌شوند.

به عنوان یک قاعده سر انگشتی می‌توانیم فرض کنیم که هر مرحله در یک کمپرسور دارای افزایش دمای (ΔT) یکسان است. بنابراین در ورودی، دمای ورودی (Tstage) به هر مرحله باید به تدریج در طول کمپرسور افزایش و نسبت (ΔT/Tstage) کاهش یابد که این یک کاهش تدریجی نسبت فشار را هر مرحله در طول دستگاه یادآوری میکند. از این رو مراحل عقبی، نسبت فشار به طور قابل توجه پایین‌تری را نسبت به مرحله اول ایجاد می‌کنند.
اگر سرعت نسبی بین سیال و روتور مافوق صوت باشد، نسبت فشار بالاتر در مراحل نیز امکان‌پذیر است، اما این کار به قیمت از دست دادن راندمان و قابلیت عملیاتی کمپرسور به دست می‌آید. چنین کمپرسورهایی با نسبت فشار مرحله‌ای بیش از 2، تنها در جایی همانند جت‌های نظامی که کاهش اندازه، وزن و یا پیچیدگی کمپرسور بسیار مهم است استفاده می‌شوند.
پروفایل و پیچش ایرفویل‌ها برای سرعت‌های ویژه بهینه‌سازی و مطابقت داده می‌شوند. اگر چه کمپرسورها می‌توانند در سایر شرایط با جریان، سرعت و یا نسبت‌های فشار مختلف کار کنند، این کار می‌تواند ما را از نظر راندمان و یا حتی یک شکست نسبی یا کامل در جریان (که به ترتیب به عنوان استال و سرج کمپرسور شناخته می‌شود) مجازات کند. بنابراین، یک محدودیت عملی در تعداد مراحل و نسبت فشار کلی، از تعامل بین مراحل مختلف در زمانی که نیاز به کار در شرایط خارج از طراحی باشد به دست می‌آید.

این شرایط "خارج از طراحی" را می‌توان با فراهم کردن اندکی انعطاف‌پذیری در کمپرسور، تا حدی کاهش داد. این کار به طور معمول با استفاده از پره‌های ثابت قابل تنظیم و یا به کمک ولو‌هایی که می‌توانند سیال را از جریان اصلی بین مراحل خارج کنند (inter-stage bleed valves) انجام می‌شود. موتورهای جت مدرن از یک مجموعه کمپرسور استفاده می‌کنند که در سرعت‌های مختلف کار می‌کنند و می‌توانند هوای احتراق را در نسبت فشار حدود 40:1 با انعطاف‌پذیری کافی برای همه شرایط پرواز تامین کنند.

سور جریان مختلط (mixed flow compressor) نوعی کمپرسور دینامیکی است که مولفه‌های محوری و شعاعی را ترکیب و یک دستگاه با جریان مورب ایجاد می‌کند.

شعاع میانگین گاز خروجی بیشتر از گاز ورودی است؛ اما جریان گاز به جای جهت شعاعی بیش‌تر تمایل به خروج به صورت محوری دارد. این کار نیاز به یک دیفیوزر خروجی با قطر نسبتا بزرگ که در کمپرسورهای سانتریفوژ (centrifugal compressors) موجود است را حذف می‌کند.

در آمریکا کمپرسور‌های جریان مختلط، کمپرسور جریان مورب (diagonal flow compressors) نامیده می‌شوند.
مپرسور اسکرال (scroll compressor) یا کمپرسور اسپیرال (spiral compressor) یا پمپ اسکرال (scroll pump) و یا پمپ خلاء اسکرال (scroll vacuum pump) وسیله‌ای است که برای تراکم هوا یا مبرد (refrigerant) به کار می‌رود. کمپرسور اسکرال در تجهیزات تهویه مطبوع (air conditioning)، به عنوان سوپر شارژر (supercharger) خودرو (که در آن‌جا به عنوان سوپر شارژر اسکرال شناخته می‌شود) و یا به عنوان پمپ خلاء (vacuum pump) به کار می‌رود.
مپرسورهای اسکرال
یک کمپرسور اسکرال (scroll compressor) که به عنوان پمپ اسکرال (scroll pump) و پمپ خلاء اسکرال (scroll vacuum pump) شناخته می‌شود از دو پره مارپیچی لایه‌ای برای پمپ کردن یا تراکم سیالاتی مانند مایعات و گازها استفاده می‌کند. هندسه پره می‌تواند به صورت اینولوت (involute)، مارپیچ ارشمیدس (archimedean spiral) و یا منحنی ترکیبی باشد. کمپرسورهای اسکرال از دیگر انواع کمپرسور نرم‌تر، بی‌صداتر و مطمئن‌تر کار می‌کنند و اندازه کم‌تری دارند
یک کمپرسور اسکرال که در جهت معکوس کار می‌کند به عنوان یک اکسپندر اسکرال (scroll expander) شناخته می‌شود و می‌تواند از انبساط یک سیال، هوا و یا گاز فشرده برای تولید کار مکانیکی استفاده کند. بسیاری از پمپ‌های حرارتی (heat pumps) و سیستم‌های تهویه مطبوع مرکزی خانگی و کولر برخی از خودروها به جای استفاده از کمپرسورهای معمول‌تر رفت و برگشتی (reciprocating compressors)، و کمپرسورهای صفحه لرزان (wobble-plate compressors) از کمپرسورهای اسکرال استفاده می‌کنند

[rohamavation]

اویونیک هواپیماهای تجاری

سیستم FLY BY WIREدر این سیستم بجای اینکه فرامین خلبان توسط سیستم های مکانیکی مانند میل۶ های متحرک یا کابل ها یا بصورت سیستم های هیدرولیک به بالچه ها منتقل شود در سیستم FBW فرامیل خلبان توسط کامپیوتر به سیگنال تبدیل شده و توسط سیم به کنترلر ها میرسد و باعث کنترل هواپیما میشود چون در سیستم FBW بجای سیستم های هیدرولیکی و مکانیکی از سیم و سیستم دیجیتال استفاده شده بنابراین وزن هواپیما کاهش چشم گیری پیدا میکند و از محاسن این سیستم میتوان به پایداری بیشتر هواپیما اشاره کرد و با سیستم FBW هدایت هواپیما نیز هوشمند میشود برای مثال اگر خلبان بخواهد زاویه حمله را بیش از حد افزایش دهد سیستم FBW این اجازه را نخواهد داد.
جعبه سیاه بر خلاف اسمش به رنگ نارنجی با نوار های سفید است تا در صورت سانحه راحتتر در اعماق دریا یا جای دیگر پیدا شود و در زیر سکان عمودی قرار میگیرد تا در صورت سانحه صدمه کمتری ببیند جعبه سیاه از دو قسمت FDR و CVR تشکیل شده قسمت CVR که COCKPIT VOICE RECORDERاست وظیفه ضبط صدای خلبان و خدمه را بر عهده دارد این سیستم با استفاده از میکروفن های درون کابین یا خود میکروفن خلبان و کمک خلبان صدای خلبان و کمک خلبان را ضبط میکند و همچنین با میکروفن های دیگر صدای مهماندار هارا ضبط میکندو در حافظه ذخیره میکند
قسمت دیگر جعبه سیاه FDR یا FLIGHT DATA RECORDERاست و این قسمت وظیفه ضبط کردن وضعیت سیستم ها همچون وضعیت سیستم هیدرولیک و موتور و…. و دیگر پارامتر ها همچون فشار و … و را بر عهده دارد .
در صورت سانحه اگر هواپیما درون دریا سقوط کند سیستم UBL جعبه سیاه اقدام به فرستادن سیگنال با برد ۲ مایل در فرکانس VHF میکند تا جعبه سیاه راحتتر کشف شود .
جعبه سیاه سیستم ELT یا EMERGENCY LOCATOR TRANSMITER سیستم ELT در زیر سکان عمودی قرار میگیرد تا در صورت سانحه آسیب کمتری ببیند و وظیفه ارسال سیگنال اخطار در صورت سانحه هواپیما را بر عهده دارد تا در صورت سانحه بسرعت موقعیت سقوط هواپیما کشف شده و عملیات امداد و نجات بدون فوت وقت انجام گیرد سیستم ELT چند نوع مختلف دارد در یک نوع در صورت افتادن در آب شیرین بعد از ۵ دقیقه و در صورت افتادن در آب شور بعد از ۵ ثانیه اقدام به فرستادن سیگنال میکند و سیگنال ارسالی هم بر روی فرکانس VHF است این نوع ELT مناسب برای هواپیما هایی است که بیشتر بر روی آب پرواز میکنند و نوع دیگر ELT در صورتی شروع به ارسال سیگنال میکند تا فشار ۵ الی ۷ جی در جهت محور طولی هواپیما وارد شود و این نوع بیشتر برای هواپیما هایی مناسب است که بر روی خشکی بیشتر پرواز میکنند . نوع جدید ELT میتواند سیگنالی ارسال کند که توسط ماهواره ردیابی شود و بدین شکل کشف موقعیت سقوط بسیار راحتتر است .
سیستم ارتباطی رادیویی
این سیستم دارای نوع های مختلف است و برای هواپیما های مسافربری غیر نظامی بر روی باند VHF است و برای هواپیما های نظامی ارتباط بر روی باند UHF است و برای فواصل دور از نوع HF و نوع دیگر ارتباط ماهواره ای است
سیستم ارتباط رادیویی از آنتن گیرنده و فرستنده و پنل کنترل تشکیل شده و در سیستم ارتباط رادیویی در دو حالت گیرندگی و فرستندگی کار میکند که در صورت فشار پنل PTT در حالت فرستندگی برای ارسال پیام صوتی قرار میگیرد .
در حالت گیرندگی گیرنده سیگنال را دریافت کرده و سیگنال صوتی را از فرکانس کریر حامل آن جدا کرده و تقویت میکند و سپس بصورت صوتی در کابین پخش میکند که میزان ولوم آن از داخل کابین قابل تنظیم است و در حالت فرستندگی هم سگنال صوتی بر روی فرکانس کریر حامل سوار شده و تقویت میشود و توسط آنتن در فصا پخش میشود .
همانطور که گفته شد برای هواپیما های غیر نظامی مسافربری از فرکانس ۱۱۸ تا ۱۳۶ مگاهرتز در باند VHF استفاده میشود و برای هواپیما های نظامی از باند UHF استفاده میشود و از نوع HF با توجه به اینکه باند HF در صورت برخورد با لایه یونیسفر به زمین بازمیگردد بنابراین از این نوع برای ارتباط در فواصل دور استفاده میشود و ارتباط از نوع ماهواره ای برای ارتباط در فواصل بسیار دور میان قاره ای استفاده میشود .
سیستم SELCALبا توجه به اینکه امروزه پرواز های هوایی افزایش یافته و در صورت ارسال پیام رادیویی بر روی باند خاصی تمامی هواپیما ها و برج مراقبت که بر روی همان فرکانس کار میکنند پیام را دریافت میکنند که این امر بسیار خسته کننده و غیر ضروری است بنابراین سیستم سلکال بر روی سیستم های ارتباطی هواپیما نصب شده است و تمامی هواپیما ها دارای چهار کد منحصر بفرد هستند و زمانی که پیام رادیویی ارسال میشود کد بر روی فرکانس قرار میگیرد و زمانی که هواپیما این فرکانس را دریافت میکند سیستم SELCAL سیگنال را چک میکند و در صورتی که کد سیگنال با کد هواپیما همخوانی داشت پیام در کابین منتشر میشود و اگر پیام همخوانی نداشت منتشر نمیشود .
سیستم ACARSاین سیستم برای فرستادن پیام های کوتاه آن هم بصورت دیتا استفاده میشود این سیستم با سنسور هایی که در قسمت های مختلف هواپیما مثل ارابه فرود ها قرار دارد وضعیت هواپیما مثل حالت تیک آف یا لندینگ یا پیاده کردن مسافران را برای برج مراقبت بصورت دیتا ارسال میکند و یا مسیر یا مقصد و میزان سوخت را برای برج بصورت دیتا ارسال میکند و یا وضعیت موتور توسط همین سیستم به صورت دیتا به آشیانه فنی ارسال میشود .
سیستم ATC یا AIR TRAFFIC CONTROL (سیستم کنترل ترافیک)این سیستم یک خط ارتباطی بین هواپیما و رادار زمینی است که این سیستم دارای یک آنتن در بالای هولپیما و یک آنتن در پایین هواپیما و یک پنل کنترل است هر پرواز دارای چهار کد است که خلبان آن را در پنل کابین وارد میکند که باعث میشود رادار زمینی با این کد هواپیما را بشناسد که این نوع که تنها چهار کد را داراست MODE A میگویند و نوع بعدی علاوه بر چهار کد ارتفاع هواپیما را هم به رادار ارسال میکند که به این نوع MODE C میگویند و نوع دیگر که پیشرفته ترین است علاوه بر چهار کد و ارتفاع چهار کد ۲۴ بایتی را هم به رادار زمینی اعلام میکند که به این نوع MODE S میگویند .
سیستم TCSAاین سیستم برای جلوگیری از برخورد هواپیما ها با یکدیگر است که این سیستم مکمل سیستم ATC از نوع MODE S است که این سیستم هم دارای دو آنتن و پنل کنترل مشترک با سیستم ATC است و بصورت مکمل با این سیستم کار میکند
این سیستم برای جلوگیری از برخورد هواپیما به زمین کوه ها یا عوارض و ناهمواری های زمین است که در صورتی که هواپیما بصورت شدیدی کاهش ارتفاع دهد این سیستم GPWS هشدار pull up! رو اعلام میکند و در صورتی که ارتفاع هواپیما پایین باشد ولی ارابه های فرود باز نباشد یا فلپ ها به سمت پایین نباشد سیستم GPWS اقدام به هشدار میکند .
نوع جدید تر GPWS نسخه EGPWS است که این نوع همانند سیستم ترکام در حافظه خود نقشه ناهمواری ها و کوه ها را ذخیره کرده و با ماهواره هم ارتباط برقرار میکند تا موقعیت هواپیما مشخص شود.
ارتفاع سنج رادیویی نسبت به ارتفاع سنجی که با فشار کار میکند دقت بسیار بالاتری دارد در صورتی که ارتفاع سنج فشاری ارتفاع را نسبت به دریا نشان میدهد ولی ارتفاع سنج رادیویی اختلاف ارتفاع را نسبت به کوه ها و ناهمواری ها را هم میتواند نشان دهد .
ارتفاع سنج رادیویی با ارسال امواج رادیویی VHF به زمین و دیافت و تجزیه و تحلیل آن ارتفاع را محاسبه میکند .
سیستم RAASاین یک سیستم هدایت ماهواره ای برای دریافت اطلاعات باند و خزشگاه ها است .
سیستم پرواز خودکار Auto Pilot
این سیستم یکی از پیچیده ترین سامانه های هواپیماست امروزه در جدید ترین نسخه های حتی قابلیت این را دارد تا هواپیما را از مبدا به مقصد رسانده و فرود خدکار انجام دهد این سیستم دارای یک کامپیوتر مرکزی است که نقش مغز سیستم را دارد و با توجه به ژیروسکوب ها و سنسور هایی که در قسمت های مختلف هواپیما قرار گرفته اطلاعت برای کامپیوتر مرکزی ارسال شده و کامپیوتر مرکزی سرووموتور ها را راه انداخته و هواپیما را هدایت میکند و امروزه با کمک سیستم ILS که با امواج دریافتی از فرودگاه کار میکند میتواند هواپیما را بصورت امن فرود آوردو سیستم AUTO THROTTLE هم برای کنترل خودکار قدرت موتور بکار میرود و در نوع جدید موتور های مجهز به سیستم کنترل دیجیتال THRUST BY WIRE هم شده اند و سیستم پرواز خودکار از انواع دو کاناله یعنی سیستم دارای دو کامپیوتر پردازنده و دو سیستم سرووموتور و مجموعه ژیروسکوب ها هستند و گاهی اوقات سیستم های چهار کاناله بر روی هواپیما به کار میروند .
ناوبری هواپیما با توجه به دو آلات دقیق COMPASS که یک قطب نمای مغناطیسی است و آلات دقیق افق نما که موقیعت افقی هواپیما را مشخص میکند انجام میگیرد .
نوع دیگر ناوبری از نوع اینرسی است یعنی با کمک شتاب سنج ها و ژیروسکوب ها ناوبری انجام میگیرد ژیروسکوب یک قطعه ای است شبیه به چرخ که حول محور دواری میپرخد و بیشتر وزن آن روی رینگش است که این قطعه نشان میدهد که هواپیما چقدر از مسیر منحرف شده تا دوباره و با سیستم های کنترل به مسیر بازگردد .
نوع دیگر سیستم ناوبری رادیویی است که با امواج دریافتی از ایستگاه های زمینی جهت ایستگاه و در نتیجه جهت ایستگاه و جهت ناوبری مشخص میشود و نوع دیگری تحت انواع VOR مستقیما امواج رادیویی را از فرودگاه دریافت میکند که جهت ناوبری را با همین امواج مشخص میکند و با کمک همین سیستم VOR سیستم ILS فرود خودکار هم کار میکند و مسافت تا فرودگاه هم اندازه گیری میشود.
نوع دیگر ناوبری با کمک ماهواره یا GPS است.
نمایشگر سربالا برای زمانی به کار میرود که خلبان زملنی که به روبه روی خود نگاه میکند همزمان اطلاعات پروازی را بر روی HUD ببیند این سیستم از یک پرژکتور پردازنده و شیشه منعکس کننده اطلاعات تشکیل شده در نمونه های جدید اطلاعات بجای HUD بر روی هلمت کلاه خلبان به نمایش در می آیند.
هشدار دهنده های راداری یا RWR:هشدار دهنده های راداری یا RWR شامل یک آنتن گیرنده فرستنده و پردازشگر و دیسپلی است که این سامانه با تغییر فرکانس نشان میدهد که هواپیما کشف شده یا قفل راداری بر روی آن صورت گرفته یا به سمت آن موشک شلیک شده است .
هشدار دهنده های نزدیک شونده موشک یا MAW
هشدار دهنده های لیزری این نوع هشدار دهنده ها قفل لیزری بر روی هواپیما را هشدار میدهند [هشدار دهنده نزدیک شونده موشک
جاسوسی الکترونیکی ELINT
در این نع جاسوسی امواج راداری دشمن توسط آنتن ها دریافت شده و توسط پردازشگر پردازش شده و سپس مشخص میکند که رادار دشمن از چه فرکانسی استفاده میکند و در کجا پوشش قوی و در کجا پوشش ضعیف دارد و قدرت جنگ الکترونیک آن چقدر است.
اخلالگر های الکترونیکی در دو حالت دفاعی و تهاجمی استفاده میشود و در حالت تدافعی برای فریب دادن موشک های مهاجم استفاده میشود که موشک مهاجم در داخل کره ای نمیتواند هواپیما را پیدا کند یا ارتباط موشک با رادار قطع شده و منحرف میشود
نوع دیگر تهاجم الکترونیکی است که در این حالت اخلالگر که یا بصورت غلاف یا سیستم بر روی هواپیما نصب میشود امواج راداری دشمن را دریافت کرده و با تولید همان امواج آن را به سمت رادار دشمن منعکس میکند که در این شرایط رادار با امواج های زیاد کاذبی روبه رو میشود و دچار اخلال میشود به عمل جنگ الکترونیک اصطلاحا ECM و ضد جنگ الکترونیک ECCM و پشتیبانی الکترونیکی ESM میگویند .
هواپیمای جنگ الکترونیک EA-6B پراولِر مجهر به غلاف اخلالگر
اخلالگر لیزری با منعکس کردن پرتو لیزری باعث اخلال بر روی کاونده فروسرخ موشک مهاجم میشود و آن را کور میکند.
سیستم IFF یا همان identification friend or foe system
یک سیستم برای تشخیص دوست از دشمن است کار این سیستم بدین شکل است که سیگنالی را برای iff هواپیما یا هلیکوپتر مقابل می فرستد و اگر هواپیما مقابل سیگنالی مشابه یا همان سیگنال فرستاده شده را بفرست یعنی دوست است و در غیر این صورت دشمن است
چرا هواپیماهای رادارگریز آبی آسمانی نیستند؟
رنگ می تواند تأثیر بسیار واقعی بر بازتاب رادار داشته باشد. بنابراین از رنگ های مخصوص برای هواپیماهای رادارگریز استفاده می شد. - جنگنده‌های رادارگریز معمولاً به رنگ سیاه یا تیره رنگ می‌شوند تا دید خود را به رادار کاهش دهند. مواد جاذب رادار ضد تشعشع بهتری می دهد ...شکل زاویه ای F-117 که به عنوان "جنگنده های پنهان کار" شناخته می شود، برای انعکاس امواج رادار طراحی شده بود و با استفاده از مواد جاذب رادار تقویت می شد. از آنجایی که انتظار می رفت هواپیما فقط در شب کار کند، رنگ سیاه آن را به رنگ سیاه درآوردند تا تشخیص آسمان شب را دشوارتر کند.مواد جذب کننده رادار (RAM) یک کلاس تخصصی از مواد مبتنی بر پلیمر است که بر روی سطح هواپیماهای نظامی رادارگریز مانند F-22 Raptor و F-35 Lightning II اعمال می شود تا سطح مقطع راداری را کاهش داده و در نتیجه آنها را بسازند. شناسایی توسط رادار سخت تر است.اطلاعات مربوط به ترکیب رم ها توسط سازندگان محافظت می شود. اکثر رم ها شامل ذرات فرومغناطیسی هستند که در یک ماتریس پلیمری با ثابت دی الکتریک بالا تعبیه شده اند. یکی از رایج ترین رم ها رنگ توپ آهنی نام دارد که حاوی کره های ریز با پوشش فلزی است که در یک رنگ مبتنی بر اپوکسی معلق هستند. کره ها با فریت یا آهن کربونیل پوشیده شده اند. هنگامی که تابش الکترومغناطیسی وارد رنگ توپ آهنی می شود توسط مولکول های آهن فریت یا کربونیل جذب می شود که باعث نوسان آنها می شود. سپس نوسانات مولکولی با آزاد شدن گرما از بین می روند و این یک مکانیسم موثر برای میرایی امواج الکترومغناطیسی است. مقدار کمی از گرمای تولید شده توسط نوسانات به بدنه هواپیما منتقل می شود و در آنجا پخش می شود.
چرا هواپیماهای رادارگریز در قسمت پایین به رنگ آبی آسمانی رنگ آمیزی نشده اند تا با نگاه کردن از زمین به سختی دیده شوند؟
در شب یا با ابرهای بین هواپیما و زمین، هواپیما به هر حال قابل مشاهده نخواهد بود، بنابراین رنگ مهم نیست. با این حال، در یک روز صاف، اگر هواپیما با رنگ آسمان همخوانی داشت، دیدن آن دشوارتر نخواهد بود؟یکی دیگر از مواردی که باید در نظر داشت این است که قسمت پایین هواپیما طبق تعریف بیشتر اوقات در "سایه" است، یعنی سمتی که در بیشتر ساعات روشنایی روز بیشترین فاصله را از خورشید دارد. به این ترتیب، با نگاه کردن به آسمان، هواپیما بدون توجه به رنگ آن تیره تر به نظر می رسد زیرا اساساً از پشت روشن می شود. بنابراین، رنگ آمیزی رنگی که با آسمان مطابقت داشته باشد اساساً خود را شکست می دهد زیرا چیزی تیره تر از خود آسمان می بینید. اگر می خواهید شانس دیده شدن از پایین را به حداقل برسانید، بهترین رنگ ممکن است سفید مات باشد، به طوری که از زیر تا حد ممکن روشن به نظر برسد، در حالی که از شعله های بازتابی که هواپیما را از دورتر از حد معمول قابل مشاهده می کند، اجتناب کنید. اگر خورشید مستقیماً یا نزدیک به بالای (پشت) هواپیما باشد، باز هم کار نخواهد کرد زیرا به دلیل کنتراست شدید نور بین منبع نور و قسمت زیرین هواپیما، همچنان تقریباً سیاه به نظر می رسد.در واقع تقریباً همه جنگنده ها (از جمله جنگنده های خاکستری "ساده") استتار شده اند. این فقط آن نوع استتار نیست که شما به دیدن آن عادت دارید. مشکل استفاده از طرح رنگ آبی معمولی "استتار" روی یک جنگنده تغییر مداوم ارتفاع و زاویه دید است.
یکی دیگر از مواردی که باید در نظر داشت این است که قسمت پایین هواپیما طبق تعریف بیشتر اوقات در "سایه" است، یعنی سمتی که در بیشتر ساعات روشنایی روز بیشترین فاصله را از خورشید دارد. به این ترتیب، با نگاه کردن به آسمان، هواپیما بدون توجه به رنگ آن تیره تر به نظر می رسد زیرا اساساً از پشت روشن می شود. بنابراین، رنگ آمیزی رنگی که با آسمان مطابقت داشته باشد اساساً خود را شکست می دهد زیرا چیزی تیره تر از خود آسمان می بینید. اگر می خواهید شانس دیده شدن از پایین را به حداقل برسانید، بهترین رنگ ممکن است سفید مات باشد، به طوری که از زیر تا حد ممکن روشن به نظر برسد، در حالی که از شعله های بازتابی که هواپیما را از دورتر از حد معمول قابل مشاهده می کند، اجتناب کنید. اگر خورشید مستقیماً یا نزدیک به بالای (پشت) هواپیما باشد، باز هم کار نخواهد کرد زیرا به دلیل کنتراست شدید نور بین منبع نور و قسمت زیرین هواپیما، همچنان تقریباً سیاه به نظر می رسد.
رنگ هواپیما اغلب به دلیل مدل تهدید، تفاوت کمی دارد، به عنوان مثال. پرواز خیلی بلند یا خیلی سریع برای اینکه اگر کسی به صورت بصری آن را ببیند تفاوتی ایجاد نمی کند. برای هواپیماهای با حرکت کندتر که ممکن است معطل شوند، ممکن است منطقی باشد. برخی از هواپیماها مانند هلیکوپترهای پلیس اغلب دارای رنگ سفید در پایین هستند، اگرچه من شک دارم که تفاوت زیادی داشته باشد.
آیا طراحان از یک پوشش RAM (مواد جذب کننده رادار) در طول و عرض یک هواپیمای جنگنده استفاده می کنند؟در واقع، تغییر رنگ در واقع پوشش RAM نیست، بلکه حسگرهایی است که نشان می‌دهند یک شی ورودی (مانند موشک) چه چیزی به سمت هواپیما می‌آید.به نظر می‌رسد که فرمول‌های رنگ مخفی، اسرار محرمانه‌ای هستند. در محفظه های آزمایش الکترومغناطیسی ما از مواد جاذب تشعشع (RAM) برای جذب میدان های سرگردان استفاده می کنیم.یکی از موثرترین انواع RAM شامل آرایه‌هایی از قطعات هرمی شکل است که هر کدام از موادی با تلفات مناسب ساخته شده‌اند. برای کار موثر، تمام سطوح داخلی محفظه آنکوئیک باید به طور کامل با رم پوشانده شود. بخش هایی از RAM ممکن است به طور موقت برای نصب تجهیزات برداشته شوند، اما باید قبل از انجام هر آزمایشی جایگزین شوند. برای اینکه به اندازه کافی تلفات داشته باشد، RAM نه می تواند رسانای الکتریکی خوب باشد و نه یک عایق الکتریکی خوب، زیرا هیچ کدام از این دو نوع در واقع هیچ توانی را جذب نمی کنند. به طور معمول رم هرمی از یک ماده فوم لاستیکی آغشته به مخلوط کنترل‌شده کربن و آهن تشکیل می‌شود. طول از پایه تا نوک ساختار هرم بر اساس کمترین فرکانس مورد انتظار و میزان جذب مورد نیاز انتخاب می شود. برای میرایی فرکانس پایین، این فاصله اغلب 60 سانتی متر (24 اینچ) است، در حالی که پانل های فرکانس بالا به اندازه 7.5-10 سانتی متر (3-4 اینچ) کوتاه هستند. پانل های RAM معمولاً روی دیواره های یک محفظه آزمایش EMC نصب می شوند که نوک آن به سمت داخل محفظه است. RAM هرمی سیگنال را با دو اثر کاهش می دهد: پراکندگی و جذب. پراکندگی می تواند به صورت منسجم، زمانی که امواج منعکس شده در فاز هستند اما به سمت گیرنده هدایت می شوند، یا به طور نامنسجم در جایی که امواج توسط گیرنده دریافت می شوند اما خارج از فاز هستند و بنابراین قدرت سیگنال کمتری دارند، رخ می دهد. این پراکندگی نامنسجم در ساختار فوم نیز رخ می‌دهد و ذرات کربن معلق باعث تداخل مخرب می‌شوند. پراکندگی داخلی می تواند منجر به کاهش 10 دسی بل شود. در همین حال، اشکال هرم در زوایایی بریده می شوند که تعداد پرش های یک موج در ساختار را به حداکثر می رساند. با هر پرش، موج انرژی خود را به مواد فوم از دست می دهد و بنابراین با قدرت سیگنال کمتری خارج می شود. یک نوع جایگزین از RAM شامل صفحات مسطح از مواد فریت است که به شکل کاشی های مسطح به تمام سطوح داخلی محفظه ثابت می شوند. این نوع دارای محدوده فرکانس موثر کمتری نسبت به رم هرمی است و به گونه ای طراحی شده است که بر روی سطوح رسانا خوب ثابت شود. به طور کلی نسبت به رم‌های هرمی مناسب‌تر و بادوام‌تر است، اما در فرکانس‌های بالاتر کارایی کمتری دارد. با این حال، اگر آزمایش‌ها به فرکانس‌های پایین‌تر محدود شوند، عملکرد آن ممکن است کاملاً کافی باشد (صفحات فریت دارای منحنی میرایی هستند که آنها را بین 30 تا 1000 مگاهرتز مؤثر می‌کند). یک نوع هیبریدی نیز وجود دارد، یک فریت به شکل هرمی. با داشتن مزایای هر دو فناوری، محدوده فرکانس را می توان به حداکثر رساند در حالی که هرم کوچک (10 سانتی متر) باقی می ماند.

[rohamavation]

عملکرد موتور جت

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)
رانش
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.
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 است

[rohamavation]

افزایش راندمان موتور جت

استفاده از دمای احتراق جت و تامین انرژِی جت بدون داشتن ژنراتور و گرفتن قدرت از موتور اینم یک ایده منم تو طراحی جت البته وزن خود سیستم الکترولیز هم باید در نظر بگیرم خوب برای هواپیماهای معمولی راندمان کلی بین 20 تا 40 درصده. عملی ترین روش برای افزایش راندمان کلی افزایش بای پس Bypassهست توربوفن: کارآیی wrt. WITH RESPECT TO.نسبت بای پس خوب از نظر آیرودینامیکی کارآمدتره که مقدار زیادی هوا نسبتاً آهسته حرکت کنه تا کمی هوا نسبتاً سریع حرکت کنه " یعنی مقدار زیادی هوا از محفظه احتراق عبور میکنه و فقط توسط فن اصلی جلویی شتاب میگیره
این ادعا من را متحیر کرده با توجه به اینکه انرژی جنبشی به مجذور سرعت وابسته هستش یعنی $E_k = \frac12 m v^2$، من عکس آن را حدس می زدم. آیا "کارآمدی آیرودینامیکی" در اینجا به معنای چیز بسیار خاصیه؟فرض کنید مقداری انرژی E دارید که می‌توانید خرج کنید و می‌خواهید به جسمی با جرم M شتاب دهید. این جرم M را تا چه سرعتی شتاب میده
با حفظ انرژی و تکانه، دارم
$E=\frac{1}{2}m v_m^2+\frac{1}{2}M v_M^2$
و$mv_m+Mv_M=0$دادن
$v_M=\sqrt{\frac{2 e m}{M (m+M)}}$
که تابعی از جرم هوا m
این بدان معناست استفاده از مقادیر زیاد m، یعنی خروج حجم زیادی از هوای آهسته به جای حجم کمی از هوای سریع، کارآمدتر انرژیه .
راندمان آیرودینامیکی لزوماً معیاری برای سنجش میزان انرژیه که به ازای مصرف سوخت به هوای پرتاب می‌کنید بلکه میزان حرکتیه که در هر مصرف سوخت به هواپیما میدین.نکته دیگه از نقطه نظر مهندسی،که ما میخونیم توجزواتمون راندمان پیشرانه (که به جای کارایی آیرودینامیک مربوط به موتورهاست به صورت زیر تعریف میکنم
$\eta_{prop}=\frac{\mathrm{Power Available}}{\mathrm{Jet Power}}=\frac{P_a}{P_j}$
در این حالت، توان جت مقدار انرژی اضافه شده به جریانه
$P_j=\frac{1}{2}m V_j^2-\frac{1}{2}m V_0^2=\frac{1}{2}m \left(V_j-V_0\right)^2=\frac{1}{2}m \left(V_j-V_0\right)\left(V_j+V_0\right)$
و از آنجایی که می دانیم که$T=m \left(V_j-V_0\right)$ به دست می آوریم:
$P_j=\frac{1}{2}T\left(V_j+V_0\right)$
توان موجود از $P=Fv$ یا برای موتور ما به دست می آید:
$P_a=T V_0$
با پر کردن هر دو در معادله کارایی ما به دست می آید:
$\eta_{prop}=\frac{P_a}{P_j}=\frac{T V_0}{\frac{1}{2}T\left(V_j+V_0\right)}=\frac{2 V_0}{V_j+V_0}=\frac{2}{1+\frac{V_j}{V_0}}$
این به طور مستقیم نشان می دهد که افزایش سرعت جت مقدار$\eta_{prop}$را کاهش میده
با کوچک کردن هسته چیزی که به عنوان نسبت بای پس موتور شناخته میشه را افزایش میدم به این معنیه سرعت سوختن سوخت با افزودن فن ورودی بزرگتر فقط اندکی تغییر میکنه. بنابراین، موتور نیروی رانش بیشتری را برای سوخت تقریباً یکسان ایجاد میکنه و کارایی آن را بیشتره مساله بعدی کاهش وزن استراکچر هواپیما و افزایش نسبت تراست به وزن هست .F/W نسبت رانش به وزنه و با شتاب هواپیما نسبت مستقیم داره. هواپیمای با نسبت رانش به وزن بالا، شتاب بالایی داره نسبت رانش به وزن و بار بال دو پارامتر مهم در تعیین عملکرد یک هواپیما هستندنسبت رانش به وزن به طور مداوم در طول پرواز تغییر میده. رانش با تنظیم دریچه گاز، سرعت هوا، ارتفاع و دمای هوا متفاوته وزن با سوخت سوخت و تغییرات بار تغییر میده${\displaystyle \left({\frac {T}{W}}\right)_{\text{cruise}}=\left({\frac {D}{L}}\right)_{\text{cruise}}={\frac {1}{\left({\frac {L}{D}}\right)_{\text{cruise}}}}}$
و ژنراتور هم از 8 تا 17 درصدجهت توان کمپرسور جهت برق هواپیما استفاده میشه خوب من از دمای جت میتونم استفاده کنم اما مشکل من حمل اب هست به عنوان سوخت اضافی در تامین برق اما میتونم از سوخت اصلی کم کنم بازم نسبت رعایت نمیشه چون چگالی اب بیشتر از سوخت جتJet fuel هست 0.8 کیلوگرم در لیتر .برای بنزین، این محدوده 730-770 کیلوگرم بر متر مکعبه Jet Petroleum معمولا نوع jp A هست نقطه انجماد پایین و احتراق بالا
مصرف سوختaviation turbine fuel)ATFمربوط به سری a هست متداولترین نوع سوخته
به عنوان مثال، خروجی شفت در موتور جت GE CF6 موجود در بوئینگ 747، 0.125 کیلوگرم سوخت برای هر کیلووات ساعت مصرف می کنه. Jet-A در دمای بالای 49 درجه سانتی گراد (120 درجه فارنهایت) می سوزه. سوخت مبتنی بر نفت سفید دارای نقطه اشتعال بسیار بالاتری نسبت به سوخت بنزینیه، به این معنی که برای احتراق به دمای بسیار بالاتری نیاز اره
ضریب قدرت شفت درخانواده ایرباسها بسیار مشابه هستند. در یک ساعت 9 کیلوگرم سوخت، برای یک پرواز 6 ساعته 54 کیلوگرم سوخته حداکثر توان مورد نیاز تجهیزات هواپیما → 90 کیلو ولت آمپر AC.
با فرض میانگین cos φ = 0.8 → توان ظاهری = 110 کیلو وات DC.
با فرض بازده 25% برای سیستم (توربین گاز + ژنراتور) ← توان سوخت مورد نیاز 440 کیلو وات.
انرژی سوخت مورد نیاز → 440 کیلووات ساعت در ساعت.
تبدیل به ژول (1 MJ = 0.28 kWh) → 440 kWh ≈ 1,570 MJ.
انرژی ویژه نفت سفید = 43 MJ/kg → مقدار سوخت سوزانده شده در ساعت = 1570 / 43 = 36 کیلوگرم (45 لیتر)
بنابراین تقریباً 36 کیلوگرم سوخت در ساعت برای تأمین انرژی الکتریکی در ایرباس A320 مورد نیازه
واحدهای محرک یکپارچه از یک مکانیزم محرک و خود ژنراتور تشکیل شده . ژنراتور یک دستگاه چرخش سریعه که با سرعت بالا و ثابت می چرخه. از آنجایی که سرعت چرخش محور LP ثابت نیست، یک مکانیسم سرعت ثابت بین ژنراتور و محور LP اضافه میشه
ایا کوچکتر شدن برای موتورهای جت بهتره
فن اوری موتورهای جت نسبتاً ثابت مانده اند: هوا را به داخل بکشید، فشار دهید، گرم کنید، تخلیه کنید. سه مرحله آخر - فشرده سازی، احتراق و اگزوز - چیزی را تشکیل می دهند که هسته موتور یا نیروگاه آن نامیده میشه
ارائه طراحی گرافیکی از قطعات یک موتور توربین.
نحوه طراحی سنتی موتورهای هواپیما، به ویژه از نظر اندازه هسته را تغییر داد
با کوچک کردن هسته، چیزی که به عنوان نسبت بای پس موتور شناختهمیشه را افزایش میده به این معنی که سرعت سوختن سوخت تنها با افزودن فن ورودی بزرگتر تغییر می کنه. بنابراین، موتور نیروی رانش بیشتری را برای سوخت تقریباً یکسان ایجاد می کنه و کارایی آن را بیشتره
همانطور که پره‌های داخلی را کوچک‌تر می‌کنیم، نه پره‌های بیرونی برای ورودی، بلکه پره‌های داخل بخش‌های کمپرسور و توربین را کوچک‌تر می‌کنیم - به ارتفاع یک سکه - همچنین باید شکاف‌های بین تیغه‌ها و محفظه موتور را برای حفظ عملکرد برطرف کنیم. به حداقل رساندن تلفات عملکرد یک چالشه و با کاهش اندازه ها پیچیده تر میشه اما پیش بینی کاهش سوختن سوخت ارزش داره برای افزایش راندمان (یعنی کاهش TSFC)، باید نسبت فشار را افزایش داد. با این حال، نسبت فشار بالاتر، دمای کل گاز ورودی به محفظه احتراق را افزایش میده و بنابراین مقدار گرمایی را که می‌توان به محفظه احتراق اضافه کرد، به دلیل حداکثر دمای ورودی توربین محدود می‌کند.
کلید کار نسبت بای پس هست. این نسبت مقدار هوای خروجی فن به عنوان نیروی رانش در مقابل مقدار هوای ورودی به هسته موتور برای تامین انرژی خود فنه.
به عنوان مثال، موتورهای جنرال الکتریک که در حال حاضر در بوئینگ مدرن ، نسبت بای پس 9 دارند. این بدان معناست که نه برابر هوای بیشتری به جای ورود به هسته، هسته موتور را به عنوان نیروی رانش دور می‌زند.
ایجاد موتوری با نسبت بای پس 15 با حفظ اندازه فن یکسان و در عین حال کوچک کردن هسته موتور در داخل اونه - همه اینها با حفظ همان سطح رانش.
با این حال، برای حفظ همان سطح رانش به عنوان یک هسته بزرگتر، فشار و دمای هوایی که به هسته رانده میشه افزایش می یابه. این هسته کارآمدتر و کوچکتر که یک فن با اندازه مساوی را تامین میکنه، نیروی رانش یکسان را در حالی که سوخت کمتری مصرف میکنه ارائه می دهد.
از آنجایی که موادی که در حال حاضر در ساخت موتور استفاده می شوند نمی توانند فشار و گرمای افزایش یافته را تحمل کنندباید متریال موتور تغییر کنه
حداقل رساندن هسته موتور جت و افزایش جریان بای پس برای افزایش راندمان موتور جت
با این وجود، موتورهای بای پس بالا دارای راندمان پیشرانه بالایی هستندچون حتی با افزایش جزئی سرعت یک حجم بسیار زیاد و در نتیجه جرم هوا، تغییر بسیار زیادی در تکانه و رانش ایجاد می‌کند: رانش جریان جرمی موتوره
نسبت بای پس، رانش با سرعت بیشتر کاهش میابه
اما موارد بیشتری وجود دارد: سرعت خروج در نازل کاهش می یابه و ورودی بزرگتر مورد نیاز ه زیرا فن بزرگتر به هوای بیشتری نیازه افزایش نسبت بای پس به معنای گرفتن مقداری از انرژی جنبشی جریان هسته و تبدیل آن به جریان جرمی فن بالاتره
اگر به فرمول راندمان نیروی محرکه $\eta_p$ یک موتور تنفس هوا نگاه کنیم:
$\eta_p = \frac{v_{\infty}}{v_{\infty} + \frac{\Delta v}{2}}$
در جایی که $\eta_p$ سرعت موتور و Δv افزایش سرعت گازیه که در موتور جریان می‌یابد، وابستگی به سرعت مشخص میشه هنگامی که $\eta_p$ کمه، Δv کوچکتر که بر روی جریان جرمی بالاتر عمل می‌کند، موتور را کارآمدتر می‌کند. اما وقتی $\eta_p$ زیاد باشد، این اثر از بین می‌رود و حالا موتور کوچک‌تر با ورودی کوچک‌تر و سبک‌تر جذاب‌تر میشه
وقتی هسته موتور ثابت می ماند، مصرف سوخت آن نیز ثابت می ماند، اما فن بزرگتر نیروی رانش بیشتری را به خصوص در سرعت کم ایجاد میکنه. جریان جرمی هسته بدون توجه به اندازه فن یکسان خواهد بود و میزان سوخت برای گرم کردن این جریان جرمی نیز تغییر نخواهد کرد.
از آنجایی که راندمان به عنوان نیروی رانش به ازای واحد سوخت مصرفی تعریف میشه، فن بزرگتر نیز باعث افزایش راندمانه
$F = \frac{\text{d}}{\text{d}t} p = m \frac{\text{d}}{\text{d}t} v = m \cdot a$
"دما ممکنه 200 درجه فارنهایت یا بیشتر افزایش یابد. نرونه گفت که این افزایش قابل توجهیه ما بهمتریال جدیدی نیاز داریم که بتوانند گرما را تحمل کنند.»
برای مقدار ثابتی از نرخ جریان جرمی از طریق یک فرآیند ترمودینامیکی استخراج کار، یک موتور بزرگ کارآمدتر از دو موتور کوچکتره، زیرا جفت موتورهای کوچکتر نسبت به جریان جرمی از طریق آنها نسبت به موتور بزرگتر، سطح داخلی بیشتری را نشان می دهند. هر چه سطح خیس شدن داخل موتور نسبت به جریان جرمی بیشتر باشد، تلفات اصطکاکی بیشتر خواهد بود. این امر طراح را به سمت موتورهای کمتر و بزرگتر سوق می دهد و از موتورهای متعدد و کوچکتر دورمیکنه.
علاوه بر این، تلفات آیرودینامیکی مربوط به هر مجموعه ناسل/پیلون موتور روی بال وجود دارد که با کاهش تعداد موتورهای نصب شده در هر بال به حداقل می رسد.
یک موتور جت بزرگتر به دلیل تلفات کمتر از موارد زیر کارایی سوخت بیشتری داره
اثر لایه مرزی کوچکتر
تلفات یاتاقان اصطکاکی کمتر.
اثر از دست دادن نسبی نوک پایین تر.
لایه مرزی. جریان گاز از طریق لوله جریان اتلاف انرژی در دیواره لوله را تجربه میکنه : در لایه مرزی سرعت جریان به دلیل ویسکوزیته کاهش می یابد. این باعث از دست دادن فشار مؤثر در جریان گاز ه و بازده چرخه برایتون مانند توربین گاز عمدتاً تابعی از جیره فشاره
تلفات بلبرینگ اصطکاکی سرعت نوک توربین ها و کمپرسورها توسط اثرات تراکم پذیری محدود میشه. محدودیت سرعت خطی به سرعت چرخش کمتری در زمانی که تیغه های بلندتری درگیره منتقل میشه که به معنی تلفات اصطکاک کمتر در یاتاقان های چرخشیه
از دست دادن نوک. در نوک پره های کمپرسور و توربین، یک اثر تلفات انتهایی مشابه آن در نوک پره های بال و روتور وجود دارد. در داخل لوله جریان یک موتور توربین گاز، نوک ها دارای شکاف کوچکی بین انتهای تیغه و دیواره لوله هستند، هر چه کوچکتر باشد تلفات موثر کمتره
سه عامل تلفات یک مقدار مطلق معین دارند - متناسب با حجم جریان گاز، با بزرگتر شدن حجم جریان گاز کوچکتر می شوند. و تلفات کمتر به معنای بهره وری بیشتر سوخته
برمیگردم به ایده خودم اکترولیز از طریق گرمای هدر شده جت و هم خنک کرن و افزایش راندمان
آب ابتدا توسط بخش اگزوز پمپ شده و گرم میشه سپس به سمت بخش های داغ موتور هدایت میشه (زمانی که به اندازه کافی گرمه که باعث خنک شدن و راندمان پایین موتور نشود) جایی که در حرارت بالاتر از 1472 درجه فارنهایت (800) به هیدروژن و اکسیژن تجزیه میشه درجه سانتیگراد)، سپس آن گازها برای احتراق به موتور پمپ می شوند.شما پیشنهاد می کنید از گرمای موتور برای تجزیه آب به هیدروژن و اکسیژن استفاده کنید و سپس هیدروژن موجود در اکسیژن را بسوزانید و آن را دوباره به آب تبدیل کنید. و، به یاد داشته باشید، وقتی گفتم "گرمای موتور"، منظورم گرماییه که با سوزاندن آخرین مقدار هیدروژن و اکسیژنی که ساختم به دست می آورم
حتی اگر این فرآیند 100٪ کارآمد باشه من فقط بین آب و هیدروژن/اکسیژن تبدیل به عقب و جلو میرم. هیچ انرژی ایجاد نمیشه بنابراین هیچ نیروی رانشی وجود نخواهد داشت. و 100٪ کارآمد نیست: شما به جای به دست آوردن انرژی، انرژی خود را از دست خواهید داد.خوب تامین برق یعنی حمل اب اضافی و افزایش وزن هواپیما
اکنون می‌خواهیم این کار را در هواپیما انجام دهیم، جایی که ایمنی، وزن و قابلیت اطمینان از اهمیت بالایی برخورداره. قبلاً از آب برای نیروی محرکه استفاده می شد (با تزریق آن به گاز اگزوز داغ یک توربوجت) اما از در خارج شد: برای موتورهای بای پس بالا بسیار کم کار میکنه برای توجیه وزن اضافی کافی نیست.
جدا از دما [و دستگاه‌ها]، برای رفع مشکل حرکت دائمی ذکر شده (یا شکاف یا رانشه، نه هر دو)، به یک توربین گازی با سوخت جت برای شکاف، آب جدا نشده بازیافت و سپس جداسازی نیاز دارید. موتورهای جت هیدروژن سوز برای نیروی محرکه.
این دقیقاً مانند اینه که یک هواپیما نفت خام و یک پالایشگاه نفت را حمل کند تا با سوزاندن سوخت، سوخت خود را تولید کند. تنها تفاوت اینه که تجزیه هیدروکربن ها بسیار ساده تر از تجزیه آبه.
بیایید مقدار آبی را که برای جایگزینی سوخت نیاز دارید، بر اساس انرژی قابل استخراج از هیدروژن و سوخت ارزیابی کنیم. ما باید انرژی ویژه هر دو را با هم مقایسه کنیم.
برای به دست آوردن 1 کیلوگرم هیدروژن از آب، باید در خوشبینانه ترین حالت، حدود 10 کیلوگرم آب را تجزیه کنید (جرم اتمی H2 = 2، O = 16، H2O = 18).
اگر بتوان هیدروژن و اکسیژن را از هم جدا کرد، به طور متوسط 1 کیلوگرم آب 100 گرم هیدروژن تولید میکنه هیدروژن دارای انرژی ویژه 120 MJ/kg است، یعنی 12 MJ/100 گرم.
اما انرژی ویژه سوخت بسیار بیشتره: 42 MJ/kg.، برای جایگزینی 1 کیلوگرم سوخت همچنان به 42/12 = 3.5 کیلوگرم آب نیاز دارید.
واقعاً چیز خوبی نیست... هواپیما به تانک هایی در حدود 3 برابر بزرگتر نیاز دارد و برای افزایش حداکثر جرم برخاستن (که به نوبه خود به هیدروژن بسیار بیشتری نیاز دارد) نیاز به یک طراحی مجدد دارد.
.برای مقدار ثابتی از نرخ جریان جرمی از طریق یک فرآیند ترمودینامیکی استخراج کار، یک موتور بزرگ کارآمدتر از دو موتور کوچکتره زیرا جفت موتورهای کوچکتر نسبت به جریان جرمی از طریق آنها نسبت به موتور بزرگتر، سطح داخلی بیشتری را نشان می دهند.هرچه یک موتور جت بزرگتر باشد، کارآمدتره، زیرا انرژی کمتری را در فرآیند افزودن به حرکت هواپیما هدر می دهد.برای مقدار ثابتی از نرخ جریان جرمی از طریق یک فرآیند ترمودینامیکی استخراج کار، یک موتور بزرگ کارآمدتر از دو موتور کوچکتره زیرا جفت موتورهای کوچکتر نسبت به جریان جرمی از طریق آنها نسبت به موتور بزرگتر، سطح داخلی بیشتری را نشان می دهند. هر چه سطح خیس شدن داخل موتور نسبت به جریان جرمی بیشتر باشد، تلفات اصطکاکی بیشتره. این امر طراح را به سمت موتورهای کمتر و بزرگتر سوق میده و از موتورهای متعدد و کوچکتر دور میکنه
علاوه بر این، تلفات آیرودینامیکی مربوط به هر مجموعه ناسل/پیلون موتور روی بال وجود دارد که با کاهش تعداد موتورهای نصب شده در هر بال به حداقل می رسد.پاسخ های دیگر به خوبی مفاهیم دنیای واقعی اندازه و تعداد موتور را توضیح داده اند. در اینجا یک برداشت مختصر از اینه که چرا یک موتور با قطر بزرگتر (یا پروانه) ایده آل برای تولید نیروی رانش یکسان کارآمدتر از یک موتور کوچکتره.
وضعیت زیر را در نظر بگیرید موتور و لوله جریان

فن جریان را تسریع میکنه و لوله جریان باریکه. بسته به نوع موتور، این باریک شدن در هوای آزاد یا داخل ناسل اتفاق می افتد. فرض کنید جریان دارای سرعت V در نقطه 0 و سرعت $V+v$ در نقطه 3 است.
راندمان نیروی محرکه η نسبت نیروی رانش مفید تولید شده توسط موتور و میزان کار صرف شده برای رسیدن به این رانشه. نیروی رانش مفید توسط m˙v داده میشه که در آن m˙ جریان جرم از طریق موتوره. با قضیه انرژی کار، نرخ کار صرف شده برابر با نرخ تغییر انرژی جنبشیه که با $\frac{1}{2}\dot{m}\big((V+v)^2-V^2\big)\implies\dot{m}v\big(V+\frac{v}{2}\big)$ به دست می آید. از این رو،
$\begin{equation}
\eta=\frac{\dot{m}v}{\dot{m}v\big(V+\frac{v}{2}\big)}=\frac{1}{1+\frac{v}{2V}}\,.
\end{equation}$
بنابراین برای اینکه راندمان را به حداکثر خود در 1 برسانیم، می خواهیم v تا حد امکان کوچک باشد. یعنی کارآمدترین موتور کمترین سرعت را به جریان هوا می دهد. اما به یاد داشته باشید که نیروی رانش مفید$\dot{m}v$ است، بنابراین اگر سرعت ایجاد شده را کاهش دهیم اما نیروی رانش یکسان را بخواهیم، باید میزان جریان هوا را در موتور افزایش دهیم. ساده ترین راه برای انجام این کار اینه که به سادگی فن را بزرگتر کنید.
اشتراک گذاریبا کوچک کردن هسته، چیزی که به عنوان نسبت بای پس موتور را افزایش می دهد، به این معنی که سرعت سوختن سوخت با افزودن فن ورودی بزرگتر فقط اندکی تغییرمیده. بنابراین، موتور نیروی رانش بیشتری را برای سوخت تقریباً یکسان ایجاد کنه و کارایی آن را بیشتره.برای مقدار ثابتی از نرخ جریان جرمی از طریق یک فرآیند ترمودینامیکی استخراج کار، یک موتور بزرگ کارآمدتر از دو موتور کوچکتره، زیرا جفت موتورهای کوچکتر نسبت به جریان جرمی از طریق آنها نسبت به موتور بزرگتر، سطح داخلی بیشتری را نشان می دهند. هر چه سطح خیس شدن داخل موتور نسبت به جریان جرمی بیشتر باشد، تلفات اصطکاکی بیشتر خواهد بود. این امر طراح را به سمت موتورهای کمتر و بزرگتر سوق می دهد و از موتورهای متعدد و کوچکتر دورکنه
علاوه بر این، تلفات آیرودینامیکی مربوط به هر مجموعه ناسل/پیلون موتور روی بال وجود دارد که با کاهش تعداد موتورهای نصب شده در هر بال به حداقل می رسد.لایه مرزی. جریان گاز از طریق لوله جریان اتلاف انرژی در دیواره لوله را تجربه میکنه در لایه مرزی سرعت جریان به دلیل ویسکوزیته کاهش می یابد. این باعث از دست دادن فشار مؤثر در جریان گازه و بازده چرخه برایتون مانند توربین گاز عمدتاً تابعی از فشاره
تلفات بلبرینگ اصطکاکی سرعت نوک توربین ها و کمپرسورها توسط اثرات تراکم پذیری محدوده. محدودیت سرعت خطی به سرعت چرخش کمتری در زمانی که تیغه های بلندتری درگیره و منتقل میشه که به معنی تلفات اصطکاک کمتر در یاتاقان های چرخشیه
استفاده از توربو فن دنده ایچرا دنده کارایی را بهبود می بخشد؟ موتورهای توربوفن مدرن با بیرون راندن گازهای داغ با حرکت سریع از هسته خود نیروی رانش ایجاد می کنند. اما آنها همچنین از فن های خود برای فشار دادن هوای کندتر به اطراف بیرون موتور استفاده می کنند، بنابراین با گازهای داغ سریعتر در عقب مخلوطمیشه و نیروی رانش را افزایش می دهد. به طور معمول، موتورها دارای نسبت بای پس 8:1 هستند. هشت پوند هوا که به موتور برخوردمیکنه به ازای هر پوندی که واردمیشه، هسته را دور می زند. هر چه نسبت بای پس بیشتر باشد، رانش و راندمان موتور بیشتره موتور دنده ای پرات دارای نسبت 12:1 است. فن موتور جت در سرعت‌های پایین‌تر از توربین هسته کارآمدتر کار می‌کند و گیربکس به این دو اجازه می‌دهد که به طور مستقل بچرخند و هر کدام با سرعت مطلوب خود بچرخند. بر این اساس، موتورهای PurePower دارای فن‌های بزرگ‌تر و توربین‌های کوچک‌تر و سبک‌تر هستند.سرامیک کامپوزیت
در حالی که پرت یک تغییر عمده در طراحی را برای بهبود کارایی موتور جت انتخاب کرد، سایر محققان بر روی مواد متمرکز شده‌اند، به ویژه موادی که امکان احتراق داغ‌تر را فراهم می‌کنند. در واقع، یکی از راه‌های اصلی موتورسازان برای بهبود راندمان جت تاکنون، یافتن راه‌هایی برای سوزاندن سوخت و ترکیب هوا در داخل محفظه‌های احتراق موتور جت توربوفن در دماهای گرم‌تر بوده است، در حالی که آلیاژهای مبتنی بر نیکل تولید می‌کنند که می‌توانند در برابر گرما مقاومت کنند. اما یک مشکل در این رویکرد وجود دارد. رابرت او ریچی، دانشمند مواد در آزمایشگاه ملی لارنس برکلی وزارت انرژی ایالات متحده در کالیفرنیا، درباره این آلیاژها می گوید: «ما به حد ترمودینامیکی آنها رسیده ایم. این حدود 1150 درجه سانتیگراد 2102 درجه فارنهایته اگر ما خیلی داغتر شویم، آنها (پره های توربین موتور) به معنای واقعی کلمه ذوب می شوند."
برخی از قطعات موتور، از جمله پره‌های توربین، دارای روکش‌های سرامیکی هستند، اما این یک راه‌حل ایده‌آل نیست، زیرا روکش‌ها می‌توانند از بین بروند و همچنین کارایی پره‌ها را کاهش می‌دهند. اما قطعاتی که صرفاً از سرامیک ساخته می‌شوند، می‌توانند دمایی در حدود 1300 درجه سانتی‌گراد تا 1500 درجه سانتی‌گراد (2372 درجه فارنهایت تا 2732 درجه فارنهایت) را تحمل کنند.
.توان مصرفی=انرژی جنبشی$1/2mv^2$
تراست=تغییر تکانه=mv.
این تنها در صورتیدرسته که موتور در داخل کاملاً کارآمده و هوا همچنان نسبت به هواپیما باشه.
اگر هوا نسبت به هواپیما در حال حرکته (و موتور هنوز در داخل کاملاً کارآمده پس.
مصرف =انرژی جنبشی$\frac{1}{2}mv_e^2 - \frac{1}{2}mv_a^2$
$\frac{1} {2}m((v_a + v_\Delta)^2 - v_a^2) = \frac{1} {2}m(2v_av_\Delta + v_\Delta^2)$
$Thrust=momentum change=m(ve−va)=mvΔ$
جایی که $v_a $سرعت محیط (نسبت به هواپیما)، ve سرعت اگزوز (نسبت به هواپیما) و vΔ تفاوت بین سرعت محیط و سرعت اگزوز $v_e - v_a$است.
اگر سرعت اگزوز (نسبت به هواپیما) کمتر از سرعت محیط (نسبت به هواپیما) باشد، نیروی رانش منفی (معروف به درگ) دارید.
اگر سرعت اگزوز (نسبت به هواپیما) بسیار بزرگتر از سرعت محیط (نسبت به هواپیما) باشد، بیشتر توان هدر می رود (جمله $v_\Delta^2$ بزرگتر از عبارت$2v_av_\Delta$ است)
اگر سرعت اگزوز فقط کمی بیشتر از سرعت محیط باشد، بیشتر نیرو وارد رانش مفیده (مجموع $2v_av_\Delta$ بزرگتر از عبارت $v_\Delta^2$
این بدان معنایه که اگر موتور در داخل کاملاً کارآمده، مزایای نسبت بای پس بالاتر با سرعت کاهش میابه ، اما همچنان یک مزیت جزئی برای موتور با نسبت بای پس بالاتر وجودداره
اما اگر بخصوص فرض کنیم که تمام انرژی در جریان ورودی گرفته شده و به جریان اگزوز باز می گرده بسیار بزرگه
بیایید در نظر بگیریم چه اتفاقی می افتد اگر در عوض فرض کنیم انرژی در جریان ورودی از بین رفته
معادله مصرف انرژی ماست
مصرف =انرژی جنبشی$\frac{1} {2}m(v_a + v_\Delta)^2) = \frac{1} {2}m(v_a^2 + 2v_av_\Delta + v_\Delta^2)$
برای یک رانش معین، m متناسب با $\frac{1}{v_\Delta}$ است، بنابراین هدف ما به حداقل رسوندنه.$\frac{1}{v_\Delta}(v_a^2 + 2v_av_\Delta + v_\Delta^2)$متمایز کردن با توجه به v_\Delta و تنظیم روی$-\frac{v_a^2}{v_\Delta^2} + 1$را به دست می دهد که (با توجه به اینکه v_\Delta باید مثبت باشد) $v_a = v_\Delta$ رامیده

ورودی های هوا در موتور جت

ورودی هوای یک موتور توربین گاز یا در خود قاب تعبیه شده است، اگر موتور در بدنه هواپیما نصب شده باشد. طراحی شده است تا هوای بدون تلاطم را برای کمپرسور مرحله اول موتور فراهم کند، با حداقل اتلاف انرژی از طریق ورودی.
برای اینکه آن به طور رضایت بخش کار کند، هوا باید با فشار یکنواخت به کمپرسور برسد که به طور یکنواخت در تمام سطح مرحله اول توزیع شود.
ورودی نوع پیتوت
ساده ترینصوت - معمولاً من را به شکل یک مجرای واگرا می گیرد. در حالی که هواپیما با سرعت معقول در حال حرکت است، واگرایی رخ می دهد، کاهش سرعت جریان هوا بین لبه ورودی و ورودی کمپرسور، و ثانیا، افزایش فشار هوا در ورودی کمپرسور. با این حال، در حالی که موتور در یک هواپیمای ساکن کار می کند، فشار در ورودی کمپرسور تحت فشار محیط است. این به این دلیل است که کمپرسور موتور سرعت جریان هوا را از طریق ورودی افزایش می دهد.
درب های ورودی هوای ثانویه -
در هواپیماهای خاصی مورد نیاز است تا در طول عملیات با قدرت بالا، هنگامی که هواپیما ثابت است یا با سرعت کم، جریان هوای اضافی به سطح کمپرسور برسد.
ورودی های مافوق صوت (دیفیوزر) به یک نوع ورودی نیاز دارند زیرا موتور نمی تواند جریان هوای مافوق صوت را کنترل کند.
کمپرسورها شکل آبگیر، مقطع دایره ای تک ورودی است. نوع "پیتوت". وقتی هوا روی موتورهای بال نصب می شود، معمولاً مستقیماً از طریق ورودی جریان می یابد.
با این حال، زمانی که در موتورهایی که در پایین باله هواپیما نصب شده اند استفاده می شود، می تواند یک مجرای S شکل داشته باشد.
نوع ورودی پیتوت، به دلیل سرعت رو به جلوی هواپیما، استفاده از اثر قوچ را در هوا به حداکثر می‌رساند و با تغییر وضعیت هواپیما، تنها از حداقل کاهش فشار قوچ متحمل می‌شود.
هنگامی که موتور روی هواپیمای ساکن کار می کند، فشار در ورودی کمپرسور کمتر از فشار محیط است. این به این دلیل است که کمپرسورهای موتور سرعت جریان هوا را از طریق ورودی افزایش می دهند.
دریافت مادون
برای افزایش کارایی یک موتور توربین گازی، هوای وارد شده به آن باید قبل از افزودن سوخت فشرده شده و در محفظه های احتراق بسوزد.
مزایا و معایب کمپرسور گریز از مرکز
ساخت آن قوی تر، آسان تر و ارزان تر از جریان محوری است.
منفی
کمپرسور جریان محوری (40:1) می تواند نسبت تراکم بالاتری نسبت به گریز از مرکز داشته باشد. (12:1)
جریان محوری نیروی رانش بیشتری ایجاد می کند
اصول کمپرسور گریز از مرکز
با واگرایی بین تیغه های پروانه، فشار و سرعت هوا با جریان به سمت بیرون بین آنها افزایش می یابد. هوا از نوک پروانه خارج شده و به قسمت دیفیوزر می رود. بخش دیفیوزر سیستمی از مجراهای واگرا لوازم التحریر است که برای تبدیل انرژی جنبشی جریان هوا به انرژی پتانسیل طراحی شده است.
همچنین نسبت تراکم یک کمپرسور گریز از مرکز می تواند در نسبت 4:1 باشد که در نتیجه فشار خروجی کمپرسور چهار برابر بیشتر از فشار ورودی آن خواهد بود. وجود دو کمپرسور/مرحله گریز از مرکز امکان پذیر نیست (12:1)
اصول کمپرسور جریان محوری
مرحله اول ردیفی از پره های روتور، از بخش ایرفویل است که به یک دیسک بسته می شود و به دنبال آن یک ردیف پره های استاتور قرار می گیرد. پره های استاتور به محفظه بیرونی کمپرسور بسته می شوند و فضاهای بین پره های روتور و پره های استاتور گذرگاه های واگرا را تشکیل می دهند. در پره های استاتور، با تبدیل انرژی جنبشی به انرژی فشار، فشار هوا افزایش می یابد. فشار در هر مرحله به نسبت 1:1 یا 1.2:1 افزایش می یابد.
برای دستیابی به نسبت تراکم مورد نیاز موتورهای قدرتمند، بسیاری از مراحل روتور باید در یک شفت نصب شوند که توسط توربین آن حرکت می کند. (فشار خروجی (91P.S.I) است
بنابراین تعدادی از مراحل روتور کمپرسور روی یک شفت که توسط یک توربین به حرکت در می‌آید اغلب قرقره نامیده می‌شود.
کنترل جریان هوا
پره های راهنمای ورودی متغیر -
برای موتورهایی که مستعد توقف کمپرسور در R.P.M کم یا در هنگام شتاب یا کاهش سرعت موتور هستند نصب می شوند. همانطور که در تصویر نشان داده شده است در مقابل اولین مرحله روتور نصب می شوند.
در تراکم بالا، VIGV ها چرخش وارد شده به جریان هوا را کاهش می دهند و در نتیجه زاویه حمله صحیح هوا را که روی پره های روتور جریان می یابد حفظ می کنند.
پره های متغیر استاتور - برای به حداقل رساندن مشکلات جریان هوا که ممکن است پس از اولین مرحله روتور رخ دهد، برخی از موتورها پره های استاتور را نصب می کنند.
هوای کمپرسور از قسمت کمپرسور موتور توربین گاز خارج می شود تا از توقف کمپرسور جلوگیری کند و سیستم های تهویه مطبوع و فشار کابین را راه اندازی کند. همچنین ممکن است هوا از کمپرسور برای کنترل لایه مرزی خارج شود.
کمپرسورهای چند قرقره - طراحی شده در دو بخش مجزا فشار بالا و پایین. در موتورهای قدرتمندتر، فشار متوسطی وجود دارد.

[rohamavation]

تفاوت بین موتورهای جت جنگنده و موتور هواپیماهای جت

فاوت اصلی این است که موتورهای هواپیماها توربوفن های بای پس بالا هستند: موتور جت آن فن عظیم را در جلو می چرخاند و بیشتر نیروی رانش از آن ناشی می شود. موتورهای جت جنگنده به سختی هوا را دور می زنند. هر چیزی که از طریق ورودی ها می آید از طریق موتور عبور می کند.جت های نظامی توربوجت خالص هستند در حالی که هواپیماهای مسافربری فن جت هستند. ، جت های جنگنده مدرن از موتورهای توربوفن کم بای پس استفاده می کنند. آنها دیگر از توربوجت استفاده نمی کنند. چیزی که موتورهای بای پس پایین را از موتورهای بای پس بالا هواپیماهای جت مدرن متمایز می کند این است که جریان جرم کمتری از طریق مجرای بای پس نسبت به موتورهای هواپیماهای تجاری دارند.
توربوفن های بای پس پایین در مقایسه با توربوفن های بای پس بالا در سرعت های بالاتر کارایی بیشتری دارند. اندازه کوچکتر توربوفن های بای پس پایین به این معنی است که هواپیما را می توان با "دفن کردن" موتورها در بدنه هواپیما مخفی تر کرد، که در مورد توربوفن های بای پس بالا غیرممکن است
این فن هوای با سرعت پایین‌تری تولید می‌کند که به عنوان عایق هوای پرانرژی تولید شده توسط هسته موتور عمل می‌کند و در نتیجه صدا را کاهش می‌دهد. صدای جت برش هوای پرانرژی در برابر هوای کم انرژی است.در عوض، جنگنده‌ها از توربوفن‌های بای پس کم استفاده می‌کنند، برخلاف توربوفن‌های بای پس بالا که در هوانوردی تجاری استفاده می‌شوند. در اینجا تفاوت در مقدار جریان هوای بای پس است - جنگنده ها نسبت بای پس کمی دارند، در حدود 0.3 - 1.5. چیزی که این عدد نشان می دهد، این است که به ازای هر 1 قسمت هوایی که از هسته موتور عبور می کند، 0.3 - 1.5 قسمت به عنوان هوای بای پس دور آن می چرخد! این در مقایسه با توربوفن های تجاری که دارای نسبت بای پس بین 8 تا 12 هستند بسیار کوچک است.
جریان هوای بای پس کم در جنگنده‌ها دقیقاً نیروی رانش اضافی یا صرفه‌جویی در مصرف سوخت را فراهم نمی‌کند، اما در عوض برای هدایت جریان بر روی پس‌سوخت‌ها به منظور خنک‌سازی، و همچنین ایجاد یک «پوشش هوا» روی اگزوز استفاده می‌شود که صدای کلی ناشی از خروجی را کاهش می‌دهد. هواپیما بنابراین آنها ویژگی های مشترک با توربوجت - در آن Thrust over Economy!
2. استفاده از توربوفن های با نسبت بای پس کم: - جت های جنگنده مدرن از توربوفن استفاده می کنند. اما در اینجا به راندمان سوخت و صدا اهمیت کمتری داده می شود. توربوفن های بای پس پایین نسبت به توربوفن های بای پس بالا بسیار قادر به سرعت های مافوق صوت بالاتر هستند.
این توربوفن ها سرعت خروجی بالایی دارند زیرا مقدار هوای دور زده در مقایسه با جریان هوای هسته داغ و باش سرعت بالا کمتر است. از آنجایی که سرعت اگزوز بیشتر است، می توانند به سرعت های بسیار بالاتری دست یابند.
3. در مقایسه با توربوفن های تجاری فضای ورودی کوچکی داشته باشد: - از آنجایی که جت های جنگنده با سرعت مافوق صوت پرواز می کنند، منطقه ورودی موتور در مقایسه با توربوفن های تجاری بسیار کمتر است. مساحت کمتر به معنای کشش کمتر در سرعت های بالاتر است.
4. دارای نازل جت بردار رانش: - بردار رانش توانایی یک هواپیما برای تغییر جهت رانش برای کنترل ارتفاع و سرعت زاویه ای هواپیما است. همراه با استفاده از سطوح کنترل پرواز، آنها از بردار رانش برای چرخاندن، غلتیدن و چرخاندن هواپیما در سرعت های بالا استفاده می کنند.
5. داشتن نازل واگرا همگرا: - موتورهای جت های جنگنده از نازل واگرای همگرا برای افزایش سرعت گازهای خروجی استفاده می کنند. همگرا کردن نازل، سرعت گازهای خروجی را تسریع می کند تا نیروی رانش را افزایش دهد.
تفاوت بین موتورهای توربوجت و توربوفن چیست؟
توربوجت ها و توربوفن ها در واقع بسیار شبیه هستند:
هر دو موتور توربین هستند.
هر دو نیروی رانش را از اگزوز جت ایجاد می کنند.
و هر دو دارای یک ابزار چرخان در جلو هستند که می توان آن را فن نامید. اگر چه در مورد توربوجت به آن فن نمی گویند بلکه مرحله اول کمپرسور نامیده می شود.\
بین یک توربوجت و یک توربوفن بای پس پایین وجود دارد
در یک توربوجت، تمام هوا از طریق موتور مناسب، از طریق محفظه احتراق وکلیه مراحل پره های توربین کمپرسور و پس از احتراق.
در یک توربوفن، مقداری از هوا فقط توسط یک فن به اطراف بقیه موتور هل داده می شود. این "بای پس" است. همانطور که هارپر اشاره می کند، اساساً با یک توربوپراپ یا استخراج سایر کارهای مکانیکی از یک موتور توربین با انجام بیشتر اگزوز برای چرخاندن شفت تفاوتی ندارد.
توربوفن بای پس کم در مقابل بالا به میزان هوای اطراف محفظه احتراق می پردازد.
در یک توربوفن بای پس بالا، تقریباً تمام نیروی رانش از طرف فن می آید، با شفت های توربو تقریباً تمام کار را از اگزوز جت برای تأمین انرژی فن استخراج می کنند. نیروی رانش حاصل از محصولات احتراق داغ که از پشت خارج می شود جزئی است.
در یک توربوفن بای پس کم، بخش خوبی از نیروی رانش هنوز از قسمت جت می آید، بنابراین بخشی از راه بین یک توربوجت خالص و یک توربوفن بای پس بالا مدرن است. برای سرعت‌های بالاتر و واکنش سریع‌تر دریچه گاز بدون فن بزرگ برای چرخش بهتر است.
جنگنده‌های جت اولیه اغلب از توربوجت‌های خالص استفاده می‌کردند، اما جنگنده‌های F-14، F-15، F-16 و دیگر جنگنده‌ها در آن دوره‌ها و جدیدتر از توربوفن‌های بسیار کم بای پس استفاده می‌کردند.توربوفن شبیه موتور ملخی کلاسیک و بصری است. تیغه‌های فن هوا را مانند یک فن در خانه شما فشار می‌دهند و محفظه موتور آن جریان هوا را به سمت عقب هدایت می‌کند. مقداری از هوا نیز باید وارد هسته موتور شود تا سوخت را اکسید کند تا انرژی تولید شود که محور پروانه را به حرکت در می‌آورد، اما بیشتر آن به دور هسته می‌چرخد و از پشت خارج می‌شود. در اصل، تیغه‌های فن هوا را «فشار می‌دهند»، زیرا ممکن است خود را از دیوار استخر فشار دهید تا بدن خود را در آب تسریع کنید (یا بهتر است، درست همانطور که دست و پا زدن در آب شما را در حین هل دادن آب به جلو هل می‌دهد. رو به عقب). توجه داشته باشید که اگزوز موتور در اینجا نقش مستقیمی در ایجاد نیروی رانش ندارد، نیروی رانش از پره های بزرگ فن می آید که هوا را به عقب می راند.
به عنوان یک قیاس، یک خودرو را در نظر بگیرید: سوخت در موتور با مخلوط کردن آن با اکسیژن هوا می سوزد (اغلب با استفاده از توربوشارژری که هوا را فشرده می کند تا سوخت را سریعتر بسوزاند، که موتور توربوفن نیز از آن استفاده می کند). سوزاندن سوخت پیستون ها را فشار می دهد و سپس محور محرک (پروانه) را می چرخاند. سپس شفت محرک (پروانه) چرخ‌ها (پره‌های فن) را می‌چرخاند که از روسازی (هوای اطراف پره‌های فن) خارج می‌شوند تا خودرو (هواپیما) را به جلو هل دهند. باز هم توجه داشته باشید که اگزوز ماشین شما نقش مستقیمی در راندن ماشین به جلو ندارد، فقط محصول جانبی سوختن سوخت است.
توربوجت
از طرف دیگر یک توربوجت دقیقاً همانطور که از نامش پیداست یک جت است. تمام هوا را به داخل هسته موتور هدایت می کند، آن را با سوخت مخلوط می کند و آن را فشرده می کند تا به دمای بالا و یک گرادیان فشار زیاد برسد، به سرعت هوا را شتاب می دهد و آن را مانند یک موشک از پشت پرتاب می کند. فیزیک شبیه به پوشاندن انتهای شیلنگ باغ با انگشت شست برای افزایش سرعت جریان آب است. با این حال، در این مورد، شما همچنین آن را با سوخت مخلوط می کنید تا دمای آن را افزایش دهید و سرعت را حتی بیشتر کنید. سپس نیروی رانش با بیرون راندن اگزوز موتور با دمای بالا و سرعت بالا به عقب ایجاد می شود، که شبیه به روشی است که یک موشک کار می کند. تفاوت این است که یک توربوجت از هوای فشرده به عنوان اکسید کننده استفاده می کند در حالی که یک موشک باید اکسید کننده خود را حمل کند (زیرا در فضا هوا وجود ندارد!). توجه داشته باشید که موتور هنوز دارای پره های فن است که برای عقب راندن هوا و فشرده سازی آن لازم است. این را در مقابل یک رمجت قرار دهید، که موتوری است که بر اساس همان اصل کار می‌کند اما فقط با سرعت بسیار بالا کار می‌کند که فشار هوای ورودی برای کارکرد موتور بدون کمک فن کافی باشد. در هر صورت، کلمه "جت" به این معنی است که نیروی رانش توسط جریانی از اگزوز با سرعت بالا که به سمت عقب موتور هدایت می شود، ایجاد می شود، یعنی اگزوز نقش اصلی آنچه را که برای تولید نیروی رانش به بیرون پرتاب می شود، ایفا می کند.
در صورتی که مشخص نباشد، پیشوند "turbo" به مرحله فشرده سازی اشاره دارد. هوای فشرده تراکم اکسیژن بیشتری دارد
موتور توربوفن
موتور توربوفن نیز یك توربین گازی است كه شباهت بسیار زیادی به موتور توربوجت دارد. به مانند توربوجت از سه بخش اصلی كمپرسور ؛ محفظه ی احتراق و توربین گازی تشكیل شده است. تنها تفاوت این دو نوع موتور جت (توربوفن ؛ توربوجت) در این است كه در موتور توربوفن یك فن اضافی هم وجود دارد كه مانند كمپرسور توسط قسمت توربینی موتور چرخانده می شود.
مقداری از هوای تولیدی (شتاب داده شده) از كنار هسته ی موتور عبور كرده و به داخل موتور نشده و از اگزوز خارج می شود. این هوای بایپس (Bypass) شده كه از كنار هسته ی موتور عبور می كند سرعت بسیار كمتری نسبت به هوای تولیدی در مركز موتور دارد با این تفاوت كه مقدار آن بسیار زیاد تر است.
از این رو تولید نیرو در این موتورها در دورها و سرعت های پایین و كمتر از سرعت صوت (Subsonic) بسیار بهتر از موتورهای توربوجت انجام می پذیرد و هواپیماهای مسافربری غالبا از این نوع موتور استفاده می كنند. اما به دلیل ورودی هوای بسیار بزگتر نسبت به موتورهای توربوجت درگ (Drag) بیشتری تولید می كنند.
دو نوع موتور توربوفن به طور عمده وجود دارد :
موتور توربوفن (Low Bypass)
موتور توربوفن (High Bypass)
در موتورهای لوبایپس مقدار بایپس تقریبا دو برابر است. این بدین معنی است كه برای مثال اگر مقدار یك كیلوگرم هوا وارد هسته ی موتور شود ؛ مقدار دو كیلوگرم هوا از كنار موتور بایپس شده و از اگزوز خارج می شود. موتورهای لوبایپس معمولا از یك خروجی (nozzle) اگزوز استفاده می كنند. به این معنی كه هم هوای تولیدی هسته ی موتور و هم هوای تولیدی بایپس شده از یك خروجی خارج می شوند.
موتورهای بایپس بالا معمولا مقدار بیشتری از هوا را بایپس می كنند و این مقدار تا 6 برابر هوای ورودی به مركز موتور افزایش می یابد. این نوع توربوفن ها معمولا مقدار بسیار زیادتری از نیروی تراست (thrust) را نسبت به لوبایپس ها ایجاد می كنند و این موضوع به خاطر حجم بسیار زیادتر هوایی است كه فن به آن شتاب می دهد. این موتورها همچنین بسیار كارامد تر از موتورهای لوبایپس (Low Bypass) هستند

اسکرام جت چیست و چگونه کار می کند؟

در مقایسه با توربوجت ها، رم جت ها هیچ قسمت متحرکی ندارند. اسکرامجت ها (رامجت های احتراقی مافوق صوت) موتورهای رم جت هستند که در آنها جریان هوا در کل موتور مافوق صوت باقی می ماند.از آنجایی که اسکرام جت از هوای خارجی برای احتراق استفاده می کند، در مقایسه با موشک که باید تمام اکسیژن خود را حمل کند، یک پیشرانه کارآمدتر برای پرواز در جو است. اسکرمجت ها برای پروازهای مافوق صوت در جو بسیار مناسب هستند.یک رم جت با احتراق سوخت در جریانی از هوا که توسط سرعت رو به جلوی خود هواپیما فشرده می شود، عمل می کند، برخلاف موتور جت معمولی، که در آن بخش کمپرسور (پره های فن) هوا را فشرده می کند. جریان هوا از طریق یک موتور رمجت مادون صوت یا کمتر از سرعت صوت است. خودروهای رمجت از حدود 3 تا 6 ماخ کار می کنند.
اسکرام جت (رام جت احتراقی مافوق صوت) یک موتور رم جت است که در آن جریان هوا از طریق موتور مافوق صوت یا بیشتر از سرعت صوت باقی می‌ماند. پیش‌بینی می‌شود که خودروهای اسکرام‌جت با سرعت حداقل 15 ماخ کار کنند. آزمایش‌های زمینی احتراق‌های اسکرم جت این پتانسیل را نشان داده است، اما هیچ آزمایش پروازی از پرواز X-43A 9.6 ماخ فراتر نرفت. تصویر زیر را ببینید.
این گرافیک نحوه ترکیب هوا و سوخت را با سرعت های مافوق صوت در داخل یک موتور اسکرام جت توضیح می دهد
تصویر بالا: این گرافیک ساده‌شده نشان می‌دهد که چگونه هوا و سوخت با سرعت‌های مافوق صوت در داخل یک موتور جت اسکرام‌جت مخلوط می‌شوند تا خودرو را به سرعت چند برابر
موتور اسکرام جت چیست؟
تصویری از یک هواپیمای جت با موتور اسکرام جت در پایین متصل شده است. این یک نوع موتور جت رمجت است که در آن احتراق در جریان هوای مافوق صوت انجام می شود.
از آنجایی که Scramjet اساسا یک Ramjet با تنوع است، اگر فرآیند یادگیری خود را از Ramjet شروع کنیم آسان خواهد بود. بیایید ابتدا با اصول اولیه شروع کنیم - تفاوت بین موتور جت و موتور موشک.
تفاوت اصلی موتور جت و موشک چیست؟
تفاوت اصلی این است که یک موشک منبع اکسیژن خود (مخزن اکسید کننده) را برای احتراق حمل می کند در حالی که یک موتور جت از اکسیژن جو برای احتراق استفاده می کند. این باعث می شود موتور موشک در مقایسه با موتورهای جت انرژی کمتری داشته باشد.
AIR 6 Meera K درباره سری تست آنلاین ClearIAS Prelims
موتور جت
موتور جت ماشینی است که سوخت مایع و پر انرژی را به نیروی فشار قوی به نام رانش تبدیل می کند. نیروی رانش از یک یا چند موتور هواپیما را به جلو می راند و هوا را مجبور به عبور از بال های علمی آن می کند تا نیرویی به سمت بالا به نام لیفت ایجاد کند که آن را به سمت آسمان هدایت می کند.
اولین موتور جت عملیاتی توسط Hans von Ohain آلمانی ساخته شد. اما اعتبار کشف آن به فرانک ویتل (1930)
فرآیندهای اصلی در موتور جت
یک موتور جت دارای 3 فرآیند اصلی است:
1. فشرده سازی
فشار هوای محبوس شده در داخل محفظه را افزایش می دهد.
2. احتراق
با آزاد کردن انرژی گرمایی از سوخت، دمای مخلوط هوا و سوخت را افزایش می دهد.
3. اگزوز
سرعت گازهای خروجی را افزایش می دهد و در نتیجه به وسیله نقلیه نیرو می دهد (قانون سوم حرکت نیوتن)
انواع موتور جت
توربوجت، رم جت و اسکرام‌جت همه موتورهای جت و توربین‌های گازی به طور کلی به یک روش کار می‌کنند. از این رو، همه آنها پنج جزء کلیدی مشترک دارند: ورودی، کمپرسور، محفظه احتراق و توربین (که دقیقاً به ترتیب چیده شده اند) با یک میل محرک که از آنها عبور می کند. موتورهای جت با وجود شباهت هایی که دارند، در اجزای اضافی متفاوت هستند. انواع اصلی موتورهای جت بر اساس نحوه فشرده شدن هوا در موتور به شرح زیر است:
1. توربو جت
موتور جت توربو یک موتور جت با تنفس هوا است. این یکی از رایج ترین انواع موتورهای جت است. هنوز هم به طور گسترده در هواپیما استفاده می شود.
2. موتورهای توربوفن
توربوفن‌ها با توربوجت‌ها به دلیل داشتن یک جزء اضافی - یک فن - متفاوت هستند. فن هوا را می مکد و سپس بیشتر فشرده می شود و احتراق در مشعل اتفاق می افتد.
3. RAMJET
حرکت رو به جلو با سرعت بالا برای فشرده سازی هوا استفاده می شود (بدون کمپرسور). سوخت به داخل محفظه احتراق تزریق می شود و در آنجا با هوای داغ فشرده مخلوط شده و مشتعل می شود. میانگین سرعت رمجت 3-6 ماخ است. اما راندمان رم جت زمانی که خودرو به سرعت های مافوق صوت می رسد شروع به کاهش می کند.
4. SCRAMJET
در اینجا نیز از حرکت رو به جلو با سرعت بالا برای فشرده‌سازی هوا استفاده می‌شود (بدون کمپرسور)، اما این یک پیشرفت نسبت به موتور رم جت است زیرا به طور موثر در سرعت‌های مافوق صوت کار می‌کند و احتراق مافوق صوت را امکان‌پذیر می‌کند. سرعت بیشتر از 6 ماخ (شش برابر سرعت صدا) است.
5. رمجت دوگانه (DMRJ)
نوع موتور جت که در آن رم جت در محدوده 4 تا 8 ماخ به اسکرام جت تبدیل می شود، بنابراین، می تواند در حالت احتراق مافوق صوت و مافوق صوت عمل کند.
اصل عملکرد یک موتور اسکرام جت
برای شلیک چیزی به هوا نیاز داریم، آن اکسیژن است. موشک‌ها معمولاً اکسیژن را در مخزن اکسیدکننده حمل می‌کنند، حتی زمانی که در جو زمین حرکت می‌کنند. اما، اگر بتوانیم در این مدت از اکسیژن اتمسفر استفاده کنیم، انرژی کارآمد خواهد بود. اینجا اهمیت موتور اسکرام جت می آید.
موتور اسکرام جت طراحی شده توسط ISRO از هیدروژن به عنوان سوخت و از اکسیژن هوای اتمسفر به عنوان اکسید کننده استفاده می کند. این سیستم را بسیار سبک تر، کارآمدتر و مقرون به صرفه تر می کند.
موتور اسکرام جت آزمایشی بر روی موشک صداگذاری روهینی 560 (راکت پژوهشی) به فضا پرتاب شد. این RH 560 یک راکت دو مرحله ای با فناوری پیشرفته (ATV) است و توسط ISRO برای آزمایش موتور اسکرام جت طراحی و توسعه یافته است. ATV سنگین ترین موشک با صدای 3 تنی است که تا به امروز توسط ISRO ساخته شده است.
هند و فناوری اسکرام جت
هند تلاش‌ها را برای فناوری Scramjet از مدت‌ها قبل آغاز کرده بود و ما در سال 2006 یک آزمایش زمینی انجام دادیم که طراحی موتور را تأیید کرد. و اکنون، هند چهارمین کشوری است که ادعای آزمایش موفقیت آمیز موتور اسکرام جت را دارد. Scramjet - چالش ها
همانطور که قبلا ذکر شد، Scramjet نداردیک کمپرسور برای فشرده سازی هوا، در عوض از حرکت رو به جلو با سرعت بالا برای فشرده سازی هوا استفاده می کند. بنابراین اسکرام جت نمی تواند نیروی رانش کارآمد ایجاد کند مگر اینکه تا سرعت بالا تقویت شود. از اینجا فهمیدیم که موتور اسکرام جت تا زمانی که به سرعت کافی نرسد نمی تواند کار کند. این نقطه ضعف اصلی Scramjet Engine است.
همانطور که همه ما می دانیم، Launch Vehicles دارای مراحل مختلفی هستند که هر کدام دارای موتور متفاوتی هستند. پس از سوختن سوخت در مرحله اول، موتور پرتاب می شود تا وزن خودرو کاهش یابد. بنابراین هنگامی که احتراق مرحله دوم شروع می شود، سرعت برای عملکرد اسکرام جت کافی است. از این رو ISRO از موتور اسکرام جت در مرحله دوم در طول تست پرواز استفاده کرد و با استفاده از این تکنیک در غلبه بر ایراد برتری داشت.
برخی از چالش‌های دیگر فناوری که توسط ISRO در طول توسعه موتور اسکرام‌جت انجام می‌شود عبارتند از طراحی و توسعه ورودی هوای موتور Hypersonic، احتراق مافوق صوت، توسعه مواد مقاوم در برابر دمای بسیار بالا، ابزارهای محاسباتی برای شبیه‌سازی جریان مافوق صوت، اطمینان از عملکرد و عملکرد موتور در طیف گسترده ای از سرعت های پرواز، مدیریت حرارتی مناسب و آزمایش زمینی موتورها.
اهمیت داشتن این فناوری
کارایی وسیله نقلیه پرتاب به این بستگی دارد که چقدر وزن می تواند با مقدار خاصی از سوخت حمل کند. در حال حاضر، راکت‌های هندی مقدار زیادی اکسیژن (تقریباً 200 تن) حمل می‌کنند که تقریباً 85 درصد جرم موشک را تشکیل می‌دهد و در طول فاز پرواز اتمسفر موشک می‌سوزد. استفاده از Scramjet به کاهش وزن وسیله نقلیه پرتاب و افزایش سرعت کمک می کند. این به هند کمک می کند تا با بودجه فضایی محدود کارهای بیشتری انجام دهد.
کسب و کار پرتاب ماهواره در حال افزایش است و شرکت Antrix (شاخه تجاری ISRO) ماهواره ها را با هزینه کمتری در مقایسه با سایر بازیگران پرتاب می کند. این را می توان با استفاده از Scramjet Engine که به حداقل رساندن هزینه کمک می کند، بیشتر کرد.
از موتور اسکرام جت می توان برای تقویت وسیله نقلیه پرتاب قابل استفاده مجدد ISRO (RLV) استفاده کرد.
آواتار (برگرفته از "خودروی هوازی برای حمل و نقل هوافضای مافوق صوت فرا اتمسفر") پلت فرم وسیله نقلیه پرتاب قابل استفاده مجدد ISRO است که می تواند مانند هواپیماهای معمولی پرتاب های ماهواره ای را انجام دهد، به صورت عمودی برمی خیزد و بر روی باند فرود می آید. برای استفاده از رام جت و اسکرام جت برای رانش طراحی شده است. هر یک از این موتورها در مراحل مختلف پرواز که در آن اسکرام جت ها در سرعت های مافوق صوت استفاده می شوند، استفاده خواهند شد.
به طور خلاصه، توسعه موتورهای Scramjet نقطه عطف مهمی در تلاش ISRO به سمت سیستم های حمل و نقل فضایی آینده است. پیشرانه تنفس هوا راه حلی برای یک پرواز کروز برگشت طولانی است که برای وسایل نقلیه پرتاب قابل استفاده مجدد ضروری است. علاوه بر این، DRDO روی توسعه موشک کروز Brahmos II بر اساس همان فناوری اسکرام جت کار کرده است. این امر مستلزم توسعه سریعتر فناوری های رم جت یا اسکرام جت است که به هند در اجرای ماموریت های فضایی پیشرفته در آینده کمک می کند