هوافضا

[rohamavation]

آیا ایجاد جت نیتروژن مایع ممکن است

آیا ایجاد یک جت که بر روی نیتروژن مایع که گرم می‌شود کار می‌کند و اثر انبساط ایجاد می‌کند، ممکن است (اگرچه عملی نیست)؟ من معتقدم که نیتروژن در حالت گازی 674 (تقریبا) برابر فضای مایع را اشغال می کند، اما اگر به طور یکنواخت گرم شود، آیا می تواند اثری مشابه احتراق بدون انتشار کربن داشته باشد؟ ممکن است، بله، عملی، خیر، همانطور که در سوال ذکر شد. یک مشکل عملی مخزن سوخت است که باید زیر 159- درجه سانتیگراد نگه داشته شود تا نیتروژن مایع بماند. مشکل عملی دیگر این است که موتور موشک خواهد بود نه موتور احتراقی.
ترین حالت، انرژی مکانیکی که می توانید با تبخیر نیتروژن مایع آزاد کنید، تقریباً گرمای تبخیر آن است که 5.56 کیلوژول بر مول یا تقریباً 200 کیلوژول بر کیلوگرم است. (تبدیل این انرژی به رانش مفید احتمالاً مستلزم استفاده از نیتروژن در حال انبساط برای به حرکت درآوردن توربین‌هایی است که فن یا ملخ را به حرکت در می‌آورد، اما این یک موضوع ساده مهندسی است، حداقل در مقایسه).
چگالی انرژی شیمیایی سوخت جت حدود 46 مگاژول بر کیلوگرم است.
حتی اگر فرض کنیم کارایی موتور نیتروژن شما می تواند کمی بهتر از موتورهای هیدروکربنی سوز باشد، باز هم به این معنی است که برای نتیجه مشابه باید حدود صد برابر بیشتر از سوخت جت نیتروژن (از نظر وزن) حمل کنید.
شما با چندین مشکل عمده روبرو می شوید که کل ادعای شما را اساساً ناقص می کند:
نیتروژن مایع باید به طور مداوم خنک شود و در ظروف سنگین نگهداری شود تا مایع بماند، جرم مخازن سوخت شما را به شدت افزایش می دهد و به نوعی سیستم خنک کننده فعال نیاز دارد که برای کارکردن به منبع انرژی نیاز دارد.
سپس باید نیتروژن را هنگام ورود به موتور گرم کنید (از طریق لوله‌های ضخیم و گرم شده برای جلوگیری از پوشاندن سریع لوله‌ها با لایه‌ای از یخ آب سنگین، نیاز به سیستم‌های گرمایش بیشتری که نیاز به انرژی بیشتری دارند)، این به یک منبع نیاز دارد. انرژی و در نتیجه جرم و سوخت بیشتر.
در پایان شما به یک ژنراتور بزرگ نیاز دارید که نوعی سوخت را برای تولید الکتریسیته مورد نیاز برای خنک کردن نیتروژن مایع، گرم کردن آن در موتور و جلوگیری از یخ زدن روی لوله های نیتروژن تولید کند. این احتمالاً همان جرم، اندازه و سوخت مورد نیاز موتور جت را دارد که می‌خواهید با یک مخزن انبساط نیتروژن جایگزین کنید. و علاوه بر آن سیستم سوخت شما برای موتورهای اصلی بسیار پیچیده‌تر شده است و مستعد خرابی است (سیستم‌های برودتی بسیار مستعد خرابی هستند زیرا همه به جز عجیب‌ترین مواد در دماهای برودتی دوام چندانی ندارند، مطمئناً در مقایسه با یکدیگر تا دمای معمولی) و سنگین تر.
به نظر می رسد که منطق تا حدودی با خود تناقض دارد. اگر مخازن را جدا نکنید، جریان نسبتاً بالایی از گاز نیتروژن (از تبخیر) دریافت می کنید. این منبع اعتماد شماست (احتمالاً با افزایش بیشتر). شما می توانید بخار نیتروژن را مستقیماً هنگام خروج از مخزن گرم کنید و از یخ زدن لوله ها جلوگیری کنید. من فکر می کنم مشکل اصلی این است که مخزن در نهایت پوشیده از یخ است، نه لوله ها. این یک مسئله واقعی برای موشک است. –
نیتروژن مایع می تواند توسط هوای آینده گرم شود (50- درجه سانتیگراد در ارتفاع پرواز بهترین دما نیست اما هنوز بسیار بالاتر از دمای نیتروژن مایع است) و سپس منبسط شود. موتور برای گرم کردن نیتروژن به هوای زیادی نیاز دارد، بنابراین ممکن است در واقع به ورودی هوا، کمپرسور نیاز داشته باشد (فشرده کردن هوا دما را بسیار بالا می برد). سرعت پرواز بالاتر ممکن است مطلوب باشد، زیرا چنین موتوری احتمالاً دمای ورودی بالاتری را می خواهد.
نیازی نیست که چنین موتوری موشک خالص باشد، می تواند بای پس نیز داشته باشد، با استفاده از فن برای سرعت بخشیدن به مقداری از هوای دور زدن هسته، مانند اکثر موتورهای جت.
ذخیره نیتروژن مایع نیز مشکلی نیست، زیرا فرآیند تبخیر (که حتی باید توسط موتور تسریع شود) باید آن را به اندازه کافی خنک کند.
به نظر می رسد برخی از فشارها ممکن است. تجزیه و تحلیل ریاضی توسط متخصص در فیزیک مورد نیاز است تا مشخص شود که آیا رانش برای حفظ پرواز کافی است یا خیر.
من می توانم نیمی از حقایق را ببینم که در اینجا تزریق می شوند. بله، فشرده سازی هوای ورودی آن را گرم می کند، اما انرژی برای انجام این کار از کجا می آید. تولید رانش: چه نازل انبساط خالص یا با فن خارجی واقعاً مهم نیست، فقط چند درصد. اما حتی اگر از فن استفاده شود، باز هم اتم‌های اکسیژن را به نیتروژن وصل نمی‌کنید و آن را به رانش خاص وارد نمی‌کنید. جوشاندن نیتروژن برای خنک کردن آن، کارایی آن را حتی کمتر می‌کند. در چه مرحله ای «غیر عملی» به «فراموش کردن» تبدیل می شود؟ –
انرژی از اختلاف دما حاصل می شود. به همین ترتیب، اگر جفت حرارتی تولید کننده الکتریسیته (یک سر در نیتروژن مایع و دیگری در هوای خارج از هواپیما) داشته باشید، الکتریسیته تولید می کند زیرا برای کارکرد آن اختلاف دما وجود دارد. ممکن است به فن نیاز باشد تا گرمای کافی را از هوای نسبتاً سرد اطراف استخراج کند. در چه مرحله ای باید بگویم دوباره فکر کنید؟ –
شما می توانید اگر N2 را روی زمین خنک کنید و سپس اجازه دهید منبسط شود، دیگر نیازی به کمپرسور و توربین در طراحی توربوفن خود ندارید، فقط به یک نازل اگزوز.
به نحوی که از نیتروژن مایع به عنوان منبع ذخیره انرژی مانند باتری استفاده می کنید. ممکن است، بله، عملی، خیر، همانطور که در سوال ذکر شد. یک مشکل عملی مخزن سوخت است که باید زیر 159- درجه سانتیگراد نگه داشته شود تا نیتروژن مایع بماند.
مشکل عملی دیگر این است که موتور موشک خواهد بود نه موتور احتراقی. موتورهای راکت همه پیشرانه‌های خود را سوار می‌کنند، در حالی که جت یک موتور تنفسی هوا است: بیشتر چیزی که از اگزوز جت خارج می‌شود، هوا است که در اتمسفر دقیقاً در همان جایی که هواپیما بود، شناور بود و اکنون به اتم‌های کربن متصل شده است. سوخت این همان چیزی است که به تمام پره های کمپرسور و توربین نیاز دارید، تا ابتدا هوای بیرون را فشرده کنید و سپس انرژی را برای راه اندازی کمپرسور استخراج کنید.
موتورهای موشک با مدت زمان ماندگاری سوخت مشکل دارند. تمام جرمی را که برای ایجاد نیروی رانش به حرکت در می آورید، حمل کرده اید و با آن بلند شده اید.
یک وسیله نقلیه نیتروژن مایع از نیتروژن مایع تغذیه می کند که در یک مخزن ذخیره می شود. طراحی‌های موتورهای نیتروژن سنتی با گرم کردن نیتروژن مایع در یک مبدل حرارتی، استخراج گرما از هوای محیط و استفاده از گاز تحت فشار حاصل برای به کار انداختن یک پیستون یا موتور دوار کار می‌کنند.
پیشرانه نیتروژن مایع نیز ممکن است در سیستم های هیبریدی گنجانده شود، به عنوان مثال، پیشرانه الکتریکی باتری و مخازن سوخت برای شارژ مجدد باتری ها. این نوع سیستم را پیشرانه هیبریدی نیتروژن مایع-الکتریکی می نامند. علاوه بر این، ترمز احیا کننده نیز می تواند در ارتباط با این سیستم استفاده شود.
یکی از مزیت‌های خودروی نیتروژن مایع این است که گاز خروجی صرفاً نیتروژن است، جزئی از هوا، و بنابراین هیچ آلودگی هوای موضعی در انتشار گازهای خروجی ایجاد نمی‌کند. این امر آن را کاملاً عاری از آلودگی نمی کند، زیرا در وهله اول برای مایع سازی نیتروژن به انرژی نیاز بود، اما این فرآیند مایع سازی می تواند از راه دور خودرو باشد و در اصل می تواند توسط یک انرژی تجدید پذیر یا منبع انرژی پاک تأمین شود.
نیتروژن مایع توسط خنک کننده های برودتی یا معکوس موتور استرلینگ تولید می شود که جزء اصلی هوا، نیتروژن (N2) را مایع می کند. کولر می تواند با برق یا از طریق کار مکانیکی مستقیم از توربین های آبی یا بادی تامین شود. نیتروژن مایع در ظروف عایق توزیع و ذخیره می شود. عایق جریان گرما را به نیتروژن ذخیره شده کاهش می دهد. این امر ضروری است زیرا گرمای محیط اطراف مایع را می جوشاند و سپس به حالت گازی تبدیل می شود. کاهش گرمای ورودی باعث کاهش اتلاف نیتروژن مایع در انبار می شود. الزامات ذخیره سازی از استفاده از خطوط لوله به عنوان وسیله حمل و نقل جلوگیری می کند. از آنجایی که خطوط لوله در فواصل طولانی به دلیل نیازهای عایق پرهزینه هستند، استفاده از منابع انرژی دور برای تولید نیتروژن مایع پرهزینه خواهد بود. ذخایر نفت معمولاً فاصله زیادی با مصرف دارد اما می تواند در دمای محیط منتقل شود.
مصرف نیتروژن مایع در اصل به صورت معکوس تولید می شود. موتور استرلینگ یا موتور حرارتی برودتی راهی برای نیرو دادن به وسایل نقلیه و وسیله ای برای تولید برق ارائه می دهد. نیتروژن مایع همچنین می تواند به عنوان خنک کننده مستقیم برای یخچال ها، تجهیزات الکتریکی و واحدهای تهویه مطبوع عمل کند. مصرف نیتروژن مایع در واقع جوشاندن و بازگشت نیتروژن به جو است.
در موتور دیرمن نیتروژن با ترکیب آن با مایع تبادل حرارتی در داخل سیلندر موتور گرم می شود
توربین نیتروژن مایع را که به قسمت پرفشار توربین پاشیده می شود، منبسط می کند و گاز در حال انبساط با هوای تحت فشار ورودی ترکیب می شود تا جریان گازی با سرعت بالا تولید کند که از پشت توربین خارج می شود. جریان گاز حاصل را می توان برای به حرکت درآوردن ژنراتورها یا سایر وسایل استفاده کرد. این سیستم برای نیرو دادن به ژنراتورهای الکتریکی بیشتر از 1 کیلووات نشان داده نشده است، هرچند خروجی بالاتر ممکن است امکان پذیر باشد.
چرخه کارنو
اگرچه نیتروژن مایع سردتر از دمای محیط است، اما موتور نیتروژن مایع نمونه ای از موتورهای حرارتی است. یک موتور حرارتی با استخراج انرژی حرارتی از اختلاف دما بین یک مخزن گرم و یک مخزن سرد کار می کند. در مورد موتور نیتروژن مایع، مخزن "گرم" هوای محیط اطراف ("دمای اتاق") است که برای جوشاندن نیتروژن استفاده می شود.
به این ترتیب، موتور نیتروژن انرژی را از انرژی حرارتی هوا استخراج می کند و راندمان تبدیلی که با آن انرژی را تبدیل می کند را می توان از قوانین ترمودینامیک با استفاده از معادله بازده کارنو محاسبه کرد که برای همه موتورهای حرارتی اعمال می شود.
تانک ها
مخازن برای ذخیره نیتروژن مایع باید مطابق با استانداردهای ایمنی مناسب برای یک مخزن تحت فشار، مانند ISO 11439 طراحی شوند.
مخزن نیتروژن مایع (ازمیر، ترکیه)
مخزن ذخیره ممکن است از موارد زیر ساخته شود:
فولاد
آلومینیوم
فیبر کربن
کولار
سایر مواد یا ترکیبی از موارد فوق.
مواد الیافی به طور قابل توجهی سبک تر از فلزات هستند اما به طور کلی گران تر هستند. مخازن فلزی می توانند تعداد زیادی چرخه فشار را تحمل کنند، اما باید به طور دوره ای از نظر خوردگی بررسی شوند. نیتروژن مایع، LN2، معمولاً در مخازن عایق، تا 50 لیتر، در فشار اتمسفر حمل می شود. این مخازن به عنوان مخازن بدون فشار، مورد بازرسی قرار نمی گیرند. مخازن بسیار بزرگ برای LN2 گاهی اوقات تحت فشار کمتر از 25 psi قرار می گیرند تا به انتقال مایع در محل استفاده کمک کنند.
خروجی انتشار
مانند سایر فناوری‌های ذخیره‌سازی انرژی بدون احتراق، یک وسیله نقلیه نیتروژن مایع منبع انتشار را از لوله دم خودرو به نیروگاه مرکزی تولید برق منتقل می‌کند. در جایی که منابع بدون انتشار در دسترس هستند، تولید خالص آلاینده ها را می توان کاهش داد. اقدامات کنترل آلایندگی در یک نیروگاه تولید مرکزی ممکن است موثرتر و کم‌هزینه‌تر از درمان انتشار گازهای گلخانه‌ای خودروهای پراکنده باشد.
وسایل نقلیه نیتروژن مایع از بسیاری جهات با وسایل نقلیه الکتریکی قابل مقایسه هستند، اما از نیتروژن مایع برای ذخیره انرژی به جای باتری استفاده می کنند. مزایای بالقوه آنها نسبت به سایر وسایل نقلیه عبارتند از:
تقریباً مانند وسایل نقلیه الکتریکی، وسایل نقلیه با نیتروژن مایع در نهایت از طریق شبکه برق تغذیه می شوند، که تمرکز بر کاهش آلودگی از یک منبع را آسان تر می کند، برخلاف میلیون ها وسیله نقلیه در جاده ها.
به دلیل قطع برق از شبکه برق، نیازی به حمل و نقل سوخت نخواهد بود. این هزینه قابل توجهی را نشان می دهد
آلودگی ایجاد شده در حین حمل و نقل سوخت از بین می رود.
مخازن نیتروژن مایع را می توان با آلودگی کمتری نسبت به باتری ها دور انداخت یا بازیافت کرد.
وسایل نقلیه نیتروژن مایع با مشکلات تخریب مرتبط با سیستم های باتری فعلی محدود نمی شوند.
این مخزن ممکن است بتواند بیشتر و در زمان کمتری نسبت به شارژ مجدد باتری ها، با نرخ سوخت گیری مجدد قابل مقایسه با سوخت مایع، دوباره پر شود.
این می تواند به عنوان بخشی از یک پیشرانه سیکل ترکیبی در ارتباط با یک موتور بنزینی یا دیزلی کار کند و از گرمای اتلاف یکی برای راه اندازی دیگری در یک سیستم توربوترکیب استفاده کند. حتی می تواند به عنوان یک سیستم هیبریدی اجرا شود.
معایب
نقطه ضعف اصلی استفاده ناکارآمد از انرژی اولیه است. انرژی برای مایع سازی نیتروژن استفاده می شود که به نوبه خود انرژی لازم برای راه اندازی موتور را فراهم می کند. هر تبدیل انرژی دارای تلفات است. برای خودروهای نیتروژن مایع، انرژی الکتریکی در طی فرآیند مایع سازی نیتروژن از بین می رود.
نیتروژن مایع در ایستگاه های سوخت رسانی عمومی در دسترس نیست. با این حال، سیستم های توزیع در اکثر تامین کنندگان گاز جوشکاری وجود دارد و نیتروژن مایع یک محصول فرعی فراوان از تولید اکسیژن مایع است.
تولید نیتروژن مایع یک فرآیند انرژی بر است. در حال حاضر کارخانه های تبرید عملی که چند تن در روز نیتروژن مایع تولید می کنند با حدود 50 درصد راندمان کارنو کار می کنند در حال حاضر نیتروژن مایع مازاد به عنوان یک محصول جانبی در تولید اکسیژن مایع تولید می شود.
چگالی انرژی نیتروژن مایع
هر فرآیندی که متکی به تغییر فاز یک ماده باشد، چگالی انرژی بسیار کمتری نسبت به فرآیندهای مربوط به واکنش شیمیایی در یک ماده خواهد داشت، که به نوبه خود چگالی انرژی کمتری نسبت به واکنش های هسته ای دارند. نیتروژن مایع به عنوان ذخیره انرژی دارای چگالی انرژی پایینی است. سوخت‌های هیدروکربنی مایع در مقایسه، چگالی انرژی بالایی دارند. چگالی انرژی بالا، لجستیک حمل و نقل و ذخیره سازی را راحت تر می کند. راحتی یک عامل مهم در پذیرش مصرف کننده است. ذخیره سازی مناسب سوخت های نفتی همراه با هزینه کم آن به موفقیت بی نظیری منجر شده است. علاوه بر این، یک سوخت نفتی یک منبع انرژی اولیه است، نه فقط یک وسیله ذخیره و انتقال انرژی.
چگالی انرژی - حاصل از گرمای هم‌بار نیتروژن در تبخیر و گرمای ویژه در حالت گاز - که از نظر تئوری می‌توان از نیتروژن مایع در فشار اتمسفر و دمای محیط 27 درجه سانتی‌گراد دریافت کرد، حدود 213 وات ساعت بر کیلوگرم (W·h/kg) است. ، در حالی که معمولاً تنها 97 W·h/kg می توان تحت شرایط واقع بینانه به دست آورد. این در مقایسه با 100-250 W·h/kg برای باتری لیتیوم یونی و 3000 W·h/kg برای موتور احتراق بنزینی که با بازده حرارتی 28 درصد کار می کند، 14 برابر چگالی نیتروژن مایع مورد استفاده در راندمان کارنو است.
برای اینکه یک موتور انبساط همدما بردی قابل مقایسه با یک موتور احتراق داخلی داشته باشد، یک مخزن ذخیره سازی 350 لیتری (92 گالری آمریکا) عایق بندی شده مورد نیاز استحجم عملی، اما افزایش قابل توجهی نسبت به مخزن بنزین معمولی 50 لیتری (13 گالری آمریکا). افزودن چرخه های قدرت پیچیده تر این نیاز را کاهش می دهد و به کارکرد بدون یخ زدگی کمک می کند. با این حال، هیچ نمونه تجاری کاربردی از استفاده از نیتروژن مایع برای نیروی محرکه خودرو وجود ندارد.
تشکیل یخبندان
برخلاف موتورهای احتراق داخلی، استفاده از یک سیال کاری برودتی به مبدل های حرارتی برای گرم کردن و خنک کردن سیال کار نیاز دارد. در یک محیط مرطوب، تشکیل یخبندان از جریان گرما جلوگیری می کند و بنابراین یک چالش مهندسی را نشان می دهد. برای جلوگیری از ایجاد یخ زدگی، می توان از چند سیال کار استفاده کرد. این چرخه‌های روکش را اضافه می‌کند تا اطمینان حاصل شود که مبدل حرارتی به زیر صفر نمی‌رسد. مبدل‌های حرارتی اضافی، وزن، پیچیدگی، از دست دادن کارایی و هزینه، برای فعال کردن عملیات بدون یخبندان مورد نیاز است.
هر چقدر هم که عایق روی مخزن سوخت نیتروژن کارآمد باشد، ناگزیر از تبخیر به اتمسفر تلفات وارد می کند. اگر وسیله نقلیه در فضایی با تهویه ضعیف نگهداری شود، این خطر وجود دارد که نشت نیتروژن می تواند غلظت اکسیژن در هوا را کاهش دهد و باعث خفگی شود. از آنجایی که نیتروژن یک گاز بی رنگ و بی بو است که در حال حاضر 78 درصد هوا را تشکیل می دهد، تشخیص چنین تغییری دشوار خواهد بود.
مایعات برودتی در صورت ریختن خطرناک هستند. نیتروژن مایع می تواند باعث سرمازدگی شود و برخی از مواد را بسیار شکننده کند.
از آنجایی که نیتروژن مایع سردتر از 90.2K است، اکسیژن اتمسفر می تواند متراکم شود. اکسیژن مایع می تواند به طور خود به خود و به شدت با مواد شیمیایی آلی، از جمله فرآورده های نفتی مانند آسفالت واکنش نشان دهد
از آنجایی که نسبت انبساط مایع به گاز این ماده 1:694 است، اگر نیتروژن مایع به سرعت تبخیر شود، نیروی عظیمی می تواند ایجاد شود.

[rohamavation]

برای بخش داغ موتور جت از چه آلیاژ فلزی استفاده می شود؟ مخصوصاً نازل اگزوز؟ برای ایجاد چیزی که بتواند دمای 650 درجه سانتیگراد را تحمل کند، باید از چه نوع فلزی استفاده کرد؟ سوپرآلیاژها گروهی از آلیاژهای نیکل، آهن نیکل و کبالت هستند که در موتورهای جت استفاده می‌شوند. این فلزات دارای خواص مقاوم در برابر حرارت عالی هستند و سفتی، استحکام، چقرمگی و پایداری ابعادی خود را در دماهای بسیار بالاتر از سایر مواد ساختاری هوافضا حفظ می‌کنند.
فن: آلومینیوم، تیتانیوم یا فولاد ضد زنگ
کمپرسور: آلیاژهای نیکل، کبالت یا آهن. مواد افزودنی آلومینیوم و/یا تیتانیوم، کروم و همچنین عناصر خاکی کمیاب مانند ایتریم هستند.
محفظه احتراق: سوپرآلیاژهایی با فلزات نسوز مانند تنگستن، مولیبدن، نیوبیم، تانتالم. سرامیک و مخلوط سرامیک و فلز.
توربین: سوپرآلیاژ مبتنی بر نیکل، هوای بیرون از طریق کانال های داخل پره های توربین به گردش در می آید. برای پره های توربین با فشار پایین سوپرآلیاژی مبتنی بر آهن یا حتی فولاد ضد زنگ. فلزات مورد استفاده برای پره های توربین اغلب به صورت تک کریستال رشد می کنند.
نازل اگزوز: نیکل اینکونل و آلیاژهای فولاد ضد زنگ.
پوشش: مواد ماتریس آلومینیوم یا پلیمری.
توربین فشار بالا با محفظه احتراق بسیار داغ است (بیشتر از نازل اگزوز). که فهرست کوتاهی از مواد مورد استفاده برای پره های توربین (با نام آلیاژها و تکنیک های خنک کننده) دارد.
طراحی از خلاصه بالا، منتشر شده در SP’s Airbuz Oct 2020. موتور دو فن؟!.
فن در توربوفن های پرقدرت در هر ثانیه حدود یک تن هوای سرد را به موتور فشار می دهد. به همین دلیل است که دما و فشار می تواند پس از فشرده سازی و پس از احتراق بسیار زیاد باشد.
این معمولاً خیلی داغ نمی شود (کمتر از 150 درجه سانتیگراد) بنابراین آلومینیوم، تیتانیوم یا فولاد ضد زنگ همگی برای پره های فن مناسب هستند. اکثر موتورها از تیتانیوم استفاده می کنند زیرا نسبت استحکام به وزن بالایی دارد، در برابر خوردگی و خستگی مقاوم است و می تواند در برابر ضربه پرنده مقاومت کند.
بخش کمپرسور
فشار هوا را می توان تا 30 برابر افزایش داد و بسته به تعداد مراحل موجود در کمپرسور، دما را تا 1000 درجه سانتیگراد افزایش داد. در اینجا مواد باید استحکام بالایی در دماهای بالا داشته باشند. باید در برابر خستگی، ترک خوردن و اکسیداسیون مقاومت کند. و همچنین باید در برابر "خزش" مقاومت کرد. خزش تمایل یک ماده به تغییر شکل آهسته در هنگام تنش در دمای بالا است. از آنجایی که هیچ فلزی تمام خواص مطلوب را ندارد، از آلیاژ (مخلوطی از فلزات) استفاده می شود. آلیاژهای با دمای بسیار بالا، سوپرآلیاژ نامیده می شوند و عموماً آلیاژهای مبتنی بر نیکل، کبالت یا آهن هستند. آلومینیوم و/یا تیتانیوم برای استحکام و کروم و همچنین عناصر خاکی کمیاب مانند ایتریم برای بهبود مقاومت در برابر خوردگی اضافه می‌شوند.
محفظه احتراق
دما می تواند از 1800 درجه سانتیگراد تجاوز کند و دوباره از سوپر آلیاژها استفاده می شود، اما بدون تیتانیوم یا آلومینیوم برای استحکام زیرا هیچ قطعه متحرکی وجود ندارد. در عوض، فلزات نسوز اغلب به سوپرآلیاژ اضافه می شوند. این فلزات دارای مقاومت غیرمعمول بالا در برابر گرما، خوردگی و سایش مانند تنگستن، مولیبدن، نیوبیم، تانتالیم و رنیم هستند. آنها در آلیاژها و نه به عنوان فلزات خالص استفاده می شوند، زیرا آنها در بین تمام عناصر متراکم هستند، یک ویژگی منفی در مورد هواپیماهایی که باید وزن خود را به حداقل برسانند. سرامیک و مخلوط سرامیک و فلز نیز در اینجا به دلیل مقاومت بالا در برابر حرارت استفاده می شود. ما با سفال، کاشی، بوته و آجر نسوز به عنوان انواع سرامیک آشنا هستیم. آنها نقطه ذوب بسیار بالایی دارند و به سیستم های خنک کننده مانند سیستم های مورد نیاز برای جلوگیری از ذوب شدن فلزات نیاز ندارند، بنابراین قطعات موتور سبک تر و کمتر پیچیده تر می شوند. جنبه منفی این است که آنها در اثر استرس تمایل به شکستگی دارند، بنابراین مهندسان به دنبال ایجاد کامپوزیت های سرامیکی جدید هستند که مواد دیگری را برای بهبود خواص ترکیب می کنند.
اولین مجموعه از پره های توربین در بالاترین فشار، داغ ترین قسمت جریان گاز قرار دارند و عموماً از سوپرآلیاژ نیکل یا تیغه های سرامیکی ساخته شده اند. هوای گرم نشده بیرون از طریق کانال های داخل پره های توربین به گردش در می آید تا از ذوب شدن آنها در این محیط شدید جلوگیری کند. پایین تر از موتور، پره های توربین فشار پایین تر اغلب می نشینند. از آنجایی که گازها در این نقطه تا حدودی خنک شده اند، تیغه ها را می توان از سوپرآلیاژ بر پایه آهن یا حتی فولاد ضد زنگ ساخت. جالب است بدانید که برای استحکام، فلزات مورد استفاده برای پره های توربین اغلب به صورت تک کریستال رشد می کنند. نگاهی دقیق به بیشتر فلزات و آلیاژها نشان می‌دهد که آنها از کریستال‌ها (که "دانه" نیز نامیده می‌شوند) تشکیل شده‌اند، و مکان‌هایی که کریستال‌ها به هم می‌رسند مرز دانه نامیده می‌شوند. یک ماده در مرزهای دانه‌ها ضعیف‌تر از درون دانه‌ها است - به‌ویژه در دماهای بالا - بنابراین پره‌های توربین که از فلز ساخته شده‌اند به صورت یک دانه (بدون مرز) تشکیل می‌شوند.
قوی تر هستند
اگزوز
آلیاژهای اینکونل و فولاد ضد زنگ. آلیاژهای اینکونل [نیکل، کروم، آهن] به دلیل توانایی آنها در حفظ استحکام و مقاومت در برابر خوردگی در شرایط دمایی بسیار بالا، اغلب در موتورهای توربین استفاده می شوند.
اگرچه نیازی به مقاومت در برابر دماهای بالا مانند هسته توربین نیست، اما مواد در اینجا باید به اندازه کافی قوی باشند که اگر تیغه ای شکسته شود در داخل بدنه قرار گیرد و وارد بال یا کابین هواپیما نشود و باعث ایجاد بیشتر شود. خسارت. آلومینیوم یا برخی مواد ماتریس پلیمری به عنوان پوشش موتور استفاده می شود.استحکام ویژه به عنوان تابعی از دما، بدون واحد. آلیاژ نیکل تنها در دماهای بالا قوی ترین است.
فن: آلیاژ تیتانیوم
کمپرسور کم فشار: آلیاژ تیتانیوم
کمپرسور فشار متوسط: آلیاژ تیتانیوم
کمپرسور فشار بالا: آلیاژ نیکل
محفظه احتراق: زیرکونیای تثبیت شده با ایتریا با دمای ذوب بین 2700 تا 2850 درجه سانتی گراد
توربین HP: آلیاژ نیکل تک کریستال، پوشش داده شده در سرامیک
توربین LP: آلیاژ نیکل تک کریستال
اگزوز: آلیاژ نیکل تک کریستال.
پره های توربین به صورت تک کریستال رشد می کنند و در محیطی نصب می شوند که 400 درجه گرمتر از نقطه ذوب تیغه است. با هوای کمپرسور خنک می شود

[rohamavation]

سوخت جت چیست؟

سوخت هواپیمای جت (سوخت هواپیمایی نوع Jet A-1 ، که به آن JP-1A نیز گفته می شود) در سطح جهانی در موتورهای توربین (موتورهای جت ، توربوپراپ ها) در هواپیمای کشوری استفاده می شود. این یک نفت سبک و با دقت تصفیه شده است. نوع سوخت آن نفت سفید است سوخت جت از چه ساخته شده است؟
سوختهای جت اساساً از نفت خام ، نام عمومی نفت مایع گرفته می شوند. می توان از این سوختهای جت به عنوان سوختهای جت مشتق شده از نفت یاد کرد. سوخت های جت همچنین می توانند از ماده آلی موجود در شیل به نام کروژن یا جامدات نفتی منشأ بگیرند: که می تواند توسط گرما به روغن شیل تبدیل شود.
تفاوت سوخت جت با سوخت معمولی چیست؟
تمایز مهم دیگر در بحث سوخت جت در مقابل بنزین این واقعیت است که سوخت جت چگال تر از گاز است و دارای نقطه اشتعال بالاتر و نقطه انجماد پایین تر ، مشابه سوخت های دیزل است. سوخت های دیزل در سیتان درجه بندی می شوند که اندازه گیری کیفیت اشتعال سوخت است.
چه نوع سوختی در هلی کوپتر استفاده می شود؟بستگی به موتور داره. یک موتور پیستونی بسته به اینکه موتور دیزلی است (که می تواند سوخت جت را بسوزاند) از avgas (بنزین هواپیمایی) یا گازوئیل (یا Jet-A استفاده خواهد کرد) ، در حالی که موتور توربین از سوخت جت استفاده خواهد کرد. در اصل هر موتور چه درجه ای برای سوختن دارد.
مخزن سوخت جایی در بدنه نزدیک مرکز روتور است. این برای جلوگیری از تغییر مرکز ثقل با سطح سوخت است.
سوخت جت یا سوخت توربین هواپیمایی (ATF ، همچنین مختصر avtur) نوعی سوخت هواپیمایی است که برای استفاده در هواپیماهای مجهز به موتورهای توربین گاز طراحی شده است. از نظر ظاهری بی رنگ تا کاهی است. متداولترین سوختهای مورد استفاده برای هواپیماهای تجاری ، جت A و جت A-1 هستند که با مشخصات استاندارد بین المللی تولید می شوند. تنها سوخت جت دیگری که معمولاً در هواپیمایی مجهز به موتور توربین غیرنظامی مورد استفاده قرار می گیرد ، Jet B است که برای عملکرد بهتر هوای سرد استفاده می شود.
سوخت جت مخلوطی از انواع هیدروکربن ها است. از آنجا که ترکیب دقیق سوخت جت بر اساس منبع نفت بسیار متفاوت است ، تعریف سوخت جت به عنوان نسبت هیدروکربن های خاص غیرممکن است. بنابر این سوخت جت به جای یک ترکیب شیمیایی به عنوان مشخصات عملکرد تعریف می شود. بعلاوه ، دامنه جرم مولکولی بین هیدروکربنها (یا تعداد مختلف کربن) با توجه به الزامات مورد نیاز برای محصول ، مانند نقطه انجماد یا نقطه دود ، تعیین می شود. سوخت جت از نوع نفت سفید (شامل جت A و جت A-1 ، JP-5 و JP-8) دارای توزیع تعداد کربن بین 8 تا 16 (اتم های کربن در هر مولکول) است. سوخت جت برش پهن یا از نوع نفتا (از جمله جت B و JP-4) ، بین حدود 5 تا 15.
JP-2
یک نوع منسوخ شده در طول جنگ جهانی دوم ایجاد شده است. در نظر گرفته شد که تولید JP-2 آسانتر از JP-1 باشد زیرا از نقطه انجماد بالاتری برخوردار بود ، اما هرگز به طور گسترده مورد استفاده قرار نگرفت.
JP-3
تلاشی بود برای بهبود در دسترس بودن سوخت در مقایسه با JP-1 با گسترش تحمل برش و شل شدن ناخالصی ها برای اطمینان از تهیه آماده. در کتاب اشتعال او! جان دی کلارک در یک تاریخچه غیررسمی پیشران موشک های مایع ، مشخصات را چنین توصیف کرد: "کاملاً آزاد ، با برش وسیع (دامنه دمای تقطیر) و محدودیت های زیادی برای الفین ها و مواد معطر که هر پالایشگاه بالاتر از سطح گلدان ماه شکن کنتاکی است." هنوز هم می تواند حداقل نیمی از هر نوع نفت خام را به سوخت جت تبدیل کند حتی از JP-2 فرارتر بود و در خدمات از دست دادن تبخیر زیادی داشت.JP-4
مخلوط 50-50 نفت سفید و بنزین بود. نقطه اشتعال آن کمتر از JP-1 بود ، اما به دلیل در دسترس بودن بیشتر ترجیح داده شد. این سوخت اصلی هواپیمای جت نیروی هوایی ایالات متحده بین سالهای 1951 و 1995 بود. کد ناتو آن F-40 است. همچنین به Avtag معروف است.JP-5
یک سوخت جت مبتنی بر نفت سفید زرد است که در سال 1952 برای استفاده در هواپیماهای مستقر در ناوهای هواپیمابر ساخته شده است ، جایی که خطر آتش سوزی بسیار زیاد است. JP-5 مخلوط پیچیده ای از هیدروکربن ها ، حاوی آلکان ها ، نفتن ها و هیدروکربن های معطر است که 6.8 پوند در هر گالن آمریکا (0.81 کیلوگرم در لیتر) وزن دارد و دارای نقطه اشتعال زیاد (حداقل 60 درجه سانتیگراد یا 140 درجه فارنهایت) است. [ 25] از آنجا که برخی ایستگاه های هوایی نیروی دریایی ایالات متحده ، ایستگاه های هوایی سپاه تفنگداران دریایی و ایستگاه های هوایی گارد ساحلی میزبان هواپیماهای دریایی و زمینی هستند ، این تاسیسات همچنین به طور معمول هواپیماهای مستقر در ساحل خود را با JP-5 تأمین می کنند ، بنابراین نیازی به نگهداری تاسیسات سوخت جداگانه نیست. برای سوخت JP-5 و غیر JP-5. نقطه انجماد آن −46 درجه سانتیگراد (−51 درجه فارنهایت) است. حاوی عوامل آنتی استاتیک نیست. JP-5 با نام NCI-C54784 نیز شناخته می شود. کد ناتو JP-5 F-44 است. به آن سوخت AVCAT برای سوخت توربین حامل هواپیمایی نیز گفته می شود.
سوختهای JP-4 و JP-5 ، تحت پوشش MIL-DTL-5624 و مطابق با مشخصات انگلیسی DEF STAN 91-86 AVCAT / FSII (2452 DERD سابق) ، برای استفاده در موتورهای توربین هواپیما در نظر گرفته شده اند. این سوخت ها به مواد افزودنی بی نظیری نیاز دارند که برای هواپیماهای نظامی و سیستم های سوخت موتور لازم است.
JP-6
برای موتورهای توربو جت پس از سوختن General Electric YJ93 استفاده شد که در XB-70 Valkyrie برای پرواز پایدار در Mach 3 مورد استفاده قرار گرفت. این شبیه JP-5 بود اما با نقطه انجماد پایین تر و ثبات اکسیداتیو حرارتی را بهبود بخشید. هنگامی که برنامه XB-70 لغو شد ، مشخصات JP-6 ، MIL-J-25656 نیز لغو شد.
JP-7
برای موتورهای توربو جت پس از سوختن پرات و ویتنی J58 که در SR-71 Blackbird برای پرواز پایدار در 3 Mach استفاده می شود ، توسعه داده شد. این یک نقطه اشتعال بالا بود که برای جلوگیری از جوشش ناشی از گرم شدن آیرودینامیکی مورد نیاز است. پایداری حرارتی آن به اندازه کافی بالا بود تا از رسوب کک و لاک در هنگام استفاده به عنوان مخزن گرما برای تهویه هوا و سیستم های هیدرولیک هواپیما و لوازم جانبی موتور جلوگیری کند.
JP-8
یک سوخت جت است ، که توسط ارتش ایالات متحده مشخص و مورد استفاده قرار می گیرد. توسط MIL-DTL-83133 و استاندارد دفاع انگلیس 91-87 مشخص شده است. JP-8 سوختی بر پایه نفت سفید است که پیش بینی می شود حداقل تا سال 2025 همچنان مورد استفاده قرار بگیرد. ارتش ایالات متحده از JP-8 به عنوان "سوخت جهانی" در هواپیماهای توربینی و وسایل نقلیه زمینی دیزل استفاده می کند. اولین بار در پایگاه های ناتو در سال 1978 معرفی شد. کد ناتو آن F-34 است.
JP-9
سوخت توربین گازی برای موشک ها است ، به ویژه توماهاوک حاوی TH-dimer (تتراهیدرودیمتیلدی سیکلوپنتادین) تولید شده توسط هیدروژناسیون کاتالیزوری دیمر متیلپنتادین.
JP-10
یک سوخت توربین گازی برای موشک ها ، به ویژه ALCM است. این ماده حاوی مخلوطی از (به ترتیب کاهش) اندو-تتراهیدرودیکلوکلپنتادین ، ​​اگزو-تتراهیدرودیکلوکلپنتادیان (یک سوخت مصنوعی) و آدامانتان است. با هیدروژناسیون کاتالیزوری دی سیکلوپنتادین تولید می شود. این سوخت جایگزین سوخت JP-9 شد و به محدودیت کمتری در دمای پایین -65 درجه فارنهایت (-54 درجه سانتیگراد) دست یافت. همچنین توسط موشک کروز زیر صوت مجهز به جت Tomahawk استفاده می شود.
JPTS
ترکیبی از مایع فندک ذغالی LF-1 و یک ماده افزودنی برای بهبود ثبات اکسیداتیو حرارتی بود که به طور رسمی به عنوان "سوخت جت با ثبات حرارتی" شناخته می شود. این موتور در سال 1956 برای موتور Pratt & Whitney J57 ساخته شد که هواپیمای جاسوسی Lockheed U-2 را تأمین می کرد
برای تهیه ژل سوختی این ماده به دو روش عمل میشه یا با حل کردن اندکی کربومر در حداقل آب و سپس تنظیم pH با استفاده از چند قطره دی یا تری اتانول آمین ژل رو درست میکنن و بعد الکل رو اضافه میکنن تا یک محلول کامل و پایدار تشکیل شود .یا اینکه کلسیم کربنات را با استیک اسید واکنش داده و آب آن را خارج میکنن بعد به رسوب کلسیم استات حاصل الکل اضافه میکنن تا ژل تشکیل بشه .
اینکار رو در مورد مواد پر انرژی تر هم میشه انجام داد و ازونها برای ساخت پیشرانه ی موشک و یا راکت و یا سر جنگی استفاده کرد
پیشرانه های موشک ژله ای (GRP) شامل ترکیبی از مایعات ، مواد ژل زا افزودنی ها و در صورت مفید بودن
ذرات جامد قابل تحمل این چگالی و ضربه خاص را افزایش می دهد و می تواند به دلیل ماهیت انجام شود
GRP از رسوب یا شناوری ذرات ترکیب شده حتی در زمانهای طولانی ذخیره سازی جلوگیری می کند. زیاد
فرمول های تک پروپلانتی برای کاربردهای مختلف مورد آزمایش قرار گرفته اند راهنمای اساسی GGPT
نقص یا نوع دیگری از خرابی این امر با توجه به خود GP تک سلولی به عنوان به دست آمده است
برای محصولات احتراق . اگر GP آزاد شود ، نشتی از آن خارج نمی شود ، اگر آزاد شود ، هیچ گونه نشتی بزرگ ایجاد نمی کند
سطح تبخیر ، سرعت تبخیر پایینی دارد و بنابراین "توپ آتشین" ایجاد نمی کند. همچنین به خاک نفوذ نمی کند
یا به فاضلاب ها سرازیر شود.
در صورت محدود بودن فضا ، فشار مخزن GP می تواند توسط گازهای فشرده یا گازهای جامد انجام شود ، یا الف
ترکیبی از هر دو برای مخازن GP با L/D بالا و D کوچک پیستون یک راه حل مناسب برای جدا کردن GP و گاز است.
مخازن با L/D پایین می توانند GP و گاز را توسط غشاء یا مثانه جدا کنند. محلول دوم نیز برای مخازن مناسب است
با قطر بزرگ از بسیاری جهات مفید است این که GP هیچ گونه لک در مخزن را نشان نمی دهد.
CC با استفاده از مواد و روش هایی که در طراحی سطوح نمایان در SRM رایج است طراحی شده است. این
دیوارهای CC خنک نشده نیاز به یک محافظ حرارتی لغزنده دارند یا ممکن است در صورت Tc از کامپوزیت های سرامیکی ماتریس (CMC) ساخته شوند است
زیاد بالا نیست این روش طراحی نسبتا آسان است و نیازی به مواد بسیار خاصی ندارد. برای مدت کوتاهی از
عملکرد ، گلو نازل را می توان به طور معمول از گرافیت ساخت. اگر درجه بالاتری از مقاومت در برابر
فرسایش مورد نیاز است ، مواد CMC عملکرد خوبی را در SRM نشان می دهند.
آزمایشها مقیاس پذیری بسیار خوبی از GRM را در محدوده رانش اسمی 0.3 - 20 kN نشان دادند و هیچ نشانه ای وجود ندارد
افزایش مقیاس بیشتر باید مشکلات ایجاد کند ما همچنین احتراق بسیار پایدار و بسیار سریع و پایدار را مشاهده می کنیم
ویژگی های کنترل رانش شکل 3 منحنی های فشار فیلتر نشده یک آزمایش با GRP 006 را نشان می دهد که بسیار گسترده است
محدوده فشار احتراق از 0.6 تا بیش از 10.5 مگاپاسکال است. برای آزمایشات با احتراق بسیار قابل کنترل
محفظه (HCCC) با سر تزریق متغیر ،GRM ذاتاً ایمن است زیرا برای راه اندازی GRM به سه اقدام مستقل نیاز است. در ابتدا ،
مخزن تحت فشار است مرحله دوم راه اندازی جرقه زن است. هنگامی که pCC از مقدار آستانه معینی تجاوز می کند ، GRP
شیر باز می شود و GRM شروع به کار می کند. بنابراین ، هیچ دستگاه احتراق و ایمنی ، ضروری برای SRM ، مورد نیاز نیست.
در حال حاضر ، فناوری GRM و GGG به بلوغ رسیده اند که امکان ورود به تظاهرکنندگان و
توسعه برای برنامه های کاربردی خاص برنامه های امیدوار کننده از فناوری GRM / GGG آلمان انتظار می رود
که در آن الزامات زیر باعث طراحی می شود:
• پتانسیل خطر کم ، عدم حساسیت خوب ، الزامات دقیق ایمنی
استفاده از ژل به عنوان ماده موثره ی سر جنگی مسوق به سابقه هست . بمب های ترمو باریک در برخی انواع از خود دارای دوغاب ژله ای هستند . نوعی ماده ی منفجره به نام ریزال risal که توسط روسها استفاده میشه حالت ژله ای داره .بمب معروف ناپالم هم از ترکیبی با حالت ژله ای بهره میبرد .
پيشرانه هاي ژل بیس در واقع آخرین فن آوری در زمینه ی پیشرانش هستند كه آنها رو مي توان حالت بهينه شده پيشرانه هاي مايع دانست. ضربه ویژه بالا، دانسيته مناسب، ايمني بيشتر نسبت به پيشرانه هاي مايع و جامد و امکان مديريت تراست از جمله مزاياي اين پيشرانه ها نسبت به پيشرانه هاي متعارف جامد و مايع هست که هر مورد رو به طور جداگانه اشاره خواهیم کرد انشالله . مزیت دیگر این پیشرانه ها ، فشار بخار کمتر، قابلیت پذیرش مواد پرانرژی جامد و قابلیت انبارداری آسان تر هست .
ضربه ویژه ( ایمپالس ویژه ) : مواد پر انرژی جامد اکثرا همون مواد فعال در سوخت جامد مانند پودر المینیوم ، منیزیم و بور هستند . با اضافه كردن ذرات جامد پرانرژي فلزي و غيرفلزي به مواد منفجره هوا سوز (FAE)، سطح انرژي و در نتيجه ضربه ویژه آنها به ميزان فوق العاده اي افزايش مي يابد.
دانسیته : تلاش هایی برای اضافه کردن مواد جامد پرانرژی به سوخت مایع انجام شده ولی مشکل اینه که به دليل اختلاف چگالي وزني ذرات جامد با سوخت مايع، معمولاً پديده اي به نام ناپايداري فاز و ته نشين شدن ذرات جامد كه عمدتاً ناشي از تاثير نيروهاي خارجي (جاذبه، شتاب سلاح و ...) مي باشد در اين نوع تركيبات رخ مي دهد که با ژل کردن سوخت مایع این مشکل از بین میره .به دلیل اهميت توزيع يكنواخت و همگن اين ذرات جامد درون سوخت مايع موجب میشه كه مشخصه كلوئيدي * ژل به عنوان يك مزيت مورد توجه قرار بگیره.
ایمنی و ریالیبلیتی : این مساله مربوط به یکی از تفاوت های مهم سوخت جامد و مایع هست و اون هم رزونانس شدید سوخت مایع در حین حرکت موشک هست . این رزونانس هم با تغییر مرکز ثقل موشک روی هدایت موشک تاثیر میزاره و هم ایجاد الکتریسته ساکن میکنه که میتواند در مواردی خطرناک باشه .برای هدایت دقیق تر همواره فرامینی درون کد هدایت موشک نوشته میشه تا خطاهای حاصل از تکان های سوخت مایع رو اصلاح کنه . سوخت جامد این مشکل رو نداره ولی چون از درون به سمت بیرون میسوزه لازمه که بدنه ی موشک که در تماس با بیرون قالب سوخت هست به صورت ویژه تقویت بشه تا در مقابل سوخت ، مقاومت داشته باشه . مشخصه که این مشکل در سوخت ژله ای وجود نداره و سوخت به صورت یکنواخت و مانند سوخت مایع میسوزه . البته ژله هم در مقایسه با سوخت جامد تا حدودی رزونانس داره ولی در مقابل سوخت مایع به حساب نمیاد . مساله ی بعدی نجات از فرآیند خطرناک و بسیار ریسکی ریخته گری یا قالب گیری سوخت جامد هست که بسیار ظریفه و همواره احتمال عدم قالب گیری درست و کرم خوردگی درون سوخت وجود داره .
مدیریت تراست : سوخت جامد در کنار مزیت هایی که نسبت به سوخت مایع داره مانند انبارداری طولانی تر ، امکان مدیریت سوزش وجود نداره و پس از روشن کردن سوخت تا انتهای قالب میسوزه . این یکی از دلیل هایی هست که در موشک های سوخت جامد چند استیج پیش بینی میشه تا بشه با چند قسمت کردن سوخت ، تاحدودی اون رو مدیریت کرد .
انبار داری : سوخت ژل مانندسوخت مایع قابل تزریق در هر ظرف وبه هر شکلی هست در صورتی که قالب گیری سوخت جامد از قواعد خاصی پیروی میکنه و بعد از یکبار قالب گیری امکان تغییر شکلش نیست . همچنین بر خلاف سوخت مایع چکه نمی کند و در مقابل شرایط نامناسب انبار داری مقاوم تر است . طبق اعلام شرکت گرومن هزینه ی انبار داری این نوع سوخت به نسبت سوخت جامد یک به ده هست .
در طي دهه هاي اخير تحقيقات وسيعي جهت ساخت، كنترل كيفيت، احتراق و بكارگيري اين پيشرانه ها صورت گرفته است. ولی به دلیل لبه ی تکنو لوژی بودن ، چیز زیادی تاکنون در رسانه ها منتشر نشده است . با توجه به گستره ی استفاده هر جا که موتورهای راکتی امکان استفاده داشته باشند امکان استفاده از ازین تکنولوژی نیز وجود دارد . از جمله كاربردهاي اين پيشرانه ها، بكارگيري آنها در موتور اژدرها، موشک های بالستیک و کروز و حتی سيستمهاي پرتاب صندلي خلبان مي باشد.
کلوئید (Colloid) یا چسب‌سانی حالتی در مخلوط مواد بین محلول و سوسپانسیون است که ذرات حل‌شونده در آن بزرگتر از ذرات محلول‌ها هستند و نور را پخش می‌کند، اما در عین حال کوچکتر از ذرات مخلوط‌ها هستند و ته‌نشین نمی‌شوند پراکندگی ذرات آن‌ها به صورت پراکندگی یونی و مولکولی نیست، بلکه به صورت مجموعه‌های مولکولی به نام میسل می‌باشند که به راحتی از حلال، قابل تشخیص هستند

یاد گذشته هابخیر

[rohamavation]

: موتورهای جت چگونه گاز را در ناحیه احتراق خنک می کنند؟

دمای شعله آدیاباتیک نفت سفید در هوا 2093 درجه سانتیگراد است (منبع). موتورهای جت مدرن دمای ورودی توربین (-) 1700 تا 1800 درجه سانتیگراد دارند. این حداکثر دمای قابل قبول قبل از ذوب شدن یا ضعیف شدن بیش از حد پره های توربین است.موتورهای جت چگونه خنک نگه می دارند؟
موتورهای جت خنک می شوند و دما توسط جریان انبوه هوا مدیریت می شود که برای احاطه و محدود کردن مرزهای شعله استفاده می شود، آن را از دیواره های قوطی مشعل دور نگه می دارد و گرمای شعله را هنگام عبور به توربین رقیق می کند (فقط اقلیتی از اکسیژن جریان هوا در واقع می سوزدچه اتفاقی برای خواص هوا هنگام عبور از محفظه احتراق می افتد؟
این هوا فرآیندهای واکنش را تکمیل می کند، هوا را خنک می کند و غلظت بالای مونوکسید کربن (CO) و هیدروژن (H2) را رقیق می کند. هوای رقیق‌سازی جریان هوایی است که از طریق سوراخ‌هایی در لاینر در انتهای محفظه احتراق تزریق می‌شود تا به خنک شدن هوا قبل از رسیدن به مراحل توربین کمک کند.
پس چگونه گاز قبل از رسیدن به مرحله توربین به دمای پایین تر خنک می شود؟
اکنون می دانم که پاسخ ساده واضح "خنک کننده هوا" است. اما من می خواهم جزئیاتی در مورد چگونگی به دست آوردن آن بدانم.
آیا هوای خنک کننده از هوای هسته می آید یا از برخی مجاری به منطقه احتراق می آید؟
آیا هوای خنک کننده توسط چیزی (غیر از مراحل کمپرسور) نزدیک هسته پمپ می شود؟
آیا هوای خنک‌کننده توسط هندسه‌ای در داخل منطقه احتراق به صورت آشفته هدایت می‌شود؟
آیا هوای خنک کننده برای رسیدن به خنک کننده آدیاباتیک منبسط می شود (باز هم فقط در مورد داخل منطقه احتراق می پرسم)؟یک خنک کننده آدیاباتیک این اصل را اعمال می کند که وقتی فشار اعمال شده بر یک بسته هوا کاهش می یابد، هوای داخل بسته اجازه انبساط می یابد. با افزایش حجم، با کاهش انرژی داخلی آن، دما کاهش می یابد.سیستم های خنک کننده آدیاباتیک مانند سیستم های خنک کننده خشک عمل می کنند، اما با ادغام پدهای خنک کننده پیش. جاری شدن آب روی پدهای پیش خنک کننده و کشیدن هوا از طریق پدها، لامپ خشک هوای ورودی را فشار می دهد.خنک کننده آدیاباتیک چیست؟
خنک‌سازی آدیاباتیک زمانی اتفاق می‌افتد که فشار روی یک سیستم جدا شده از نظر آدیاباتیک کاهش می‌یابد و به آن اجازه انبساط می‌دهد و در نتیجه باعث می‌شود که روی محیط اطراف خود کار کند. هنگامی که فشار اعمال شده بر روی یک بسته هوا کاهش می یابد، هوا در بسته اجازه انبساط پیدا می کند. با افزایش حجم، با کاهش انرژی داخلی آن، دما کاهش می یابد.
خنک کننده آدیاباتیک چگونه کار می کند؟
خنک‌سازی آدیاباتیک زمانی اتفاق می‌افتد که فشار روی یک سیستم جدا شده از نظر آدیاباتیک کاهش می‌یابد و به آن اجازه انبساط می‌دهد و در نتیجه باعث می‌شود که روی محیط اطراف خود کار کند. هنگامی که فشار اعمال شده بر روی یک بسته هوا کاهش می یابد، هوا در بسته اجازه انبساط پیدا می کند. با افزایش حجم، با کاهش انرژی داخلی آن، دما کاهش می یابد.
تفاوت بین خنک کننده آدیاباتیک و تبخیری چیست؟
خنک‌سازی تبخیری یک فرآیند طبیعی است زمانی که گرما به آب اعمال می‌شود، از مایع به بخار تبدیل می‌شود و وقتی تبخیر اتفاق می‌افتد، گرما از آبی که در حالت مایع باقی می‌ماند گرفته می‌شود و در نتیجه آب خنک‌تر می‌شود.
خنک‌سازی آدیاباتیک زمانی اتفاق می‌افتد که فشار روی یک سیستم جدا شده از نظر آدیاباتیک کاهش می‌یابد و به آن اجازه انبساط می‌دهد و در نتیجه باعث می‌شود که روی محیط اطراف خود کار کند. هنگامی که فشار اعمال شده بر روی یک بسته هوا کاهش می یابد، هوا در بسته اجازه انبساط پیدا می کند. با افزایش حجم، با کاهش انرژی داخلی آن، دما کاهش می یابد.
به طور خلاصه، خنک کننده تبخیری، همانطور که توسط یک برج خنک کننده استفاده می شود، گرما را از سیال فرآیند دفع می کند و خنک کننده آدیاباتیک همانطور که توسط یک خنک کننده آدیاباتیک استفاده می شود، گرما را از جریان هوای عبوری به خنک کننده دفع می کند.
تفاوت بین برج های آدیاباتیک و برج های خنک کننده چیست؟
در یک برج خنک‌کننده مدار باز، همزمان با انتقال هوا توسط سیستم فن از درون بسته پرکننده، آبی که قرار است خنک شود، روی یک بسته پرکننده توزیع می‌شود. این امر باعث می شود بخش کوچکی از آب خنک کننده تبخیر شود و دمای آب در گردش باقی مانده کاهش یابد. آب سرد شده در پایه برج خنک کننده جمع آوری می شود و سپس دوباره به کارخانه یا فرآیندی که نیاز به خنک شدن دارد، گردش می کند. هوای گرم و مرطوب از برج به جو تخلیه می شود.
برج های خنک کننده مدار بسته و کندانسورهای تبخیری از همان اصل خنک کننده تبخیری مانند برج های خنک کننده مدار باز استفاده می کنند، اما دارای یک مبدل حرارتی هستند که در آن یک سیال توسط یک سیستم چرخش ثانویه خنک می شود که آب را روی سیم پیچ تبادل حرارتی توزیع می کند و بخشی از این آب تبخیر می شود. . گرمای تبخیر آب از مایع خنک‌کننده گرفته می‌شود و گرما به بخار آب در جریان هوا منتقل می‌شود و مانند یک برج خنک‌کننده مدار باز به اتمسفر تخلیه می‌شود.
یک خنک کننده آدیاباتیک این اصل را برای هوایی که توسط فن از روی کویل کشیده می شود، اعمال می کند. همانطور که هوای گرم با پد مرطوب یا اسپری آب مواجه می شود، دمای هوا به صورت آدیاباتیک کاهش می یابد و بنابراین اجازه خنک شدن معقول سیم پیچ در زیر دمای حباب خشک محیط را می دهد.
کثر آب مورد استفاده برای خنک کردن هوا به اتمسفر تبخیر می شود و بنابراین گردش مجدد نمی شود. اما درک منبع آب به عنوان منبع آب ذخیره شده یا چرخشی می تواند خطر لژیونل قابل توجهی داشته باشد و می تواند الزامات قانونی را تحت تأثیر قرار دهد.
طرح‌های متعددی از خنک‌کننده‌های آدیاباتیک وجود دارد، از اتصالات یکپارچه‌سازی با سیستم‌های اسپری گرفته تا یک خنک‌کننده هوای خشک موجود تا یک پد مرطوب کنترل‌شده هوشمند یا سیستم اسپری نصب شده اولیه.
هر سیستمی که وجود داشته باشد، آنها را می توان به طور کلی به سه دسته طراحی مجزا دسته بندی کرد:
کولرهایی که آب را به سمت کویل می پاشند
کولرهایی که آب را دور از سیم پیچ به جریان هوا می پاشند
کولرهایی که آب را روی محیطی که هوا از آن عبور می کند، چکانده است
انتخاب ازنوع طراحی می تواند مهم باشد زیرا سطوح مختلفی از خطر و در نتیجه الزامات قانونی متفاوتی را به همراه دارد که منجر به سطوح مختلف مدیریت مداوم و هزینه های نگهداری می شود.
آیا سوخت در اطراف هسته گردش می کند تا به عنوان خنک کننده (مانند موتورهای موشک) عمل کند؟
هنگام جستجو در این مورد، با چیزی به نام خنک کننده هوای ورودی مواجه شدم. این چیزی نیست که من در موردش می پرسم. خنک کننده هوای ورودی به معنای خنک کردن هوا قبل از ورود به موتور است، به عنوان مثال با خنک کننده تبخیری.گازی که با فشار از یک نازل عبور می کند و پس از آن فشار کمتری دارد، یک فرآیند برگشت ناپذیر است که در آن آنتروپی افزایش می یابد. این ربطی به انبساط آدیاباتیک ندارد. همه چیز مربوط به اثر ژول تامسون است.
تغییر دما به دنبال افت فشار پشت نازل متناسب با ضریب ژول تامسون است که می تواند با ظرفیت گرمایی (ایزوباریک) گاز، ضریب انبساط حرارتی و دمای آن مرتبط باشد. این یک مثال استاندارد معروف در ترمودینامیک برای به دست آوردن یک رابطه ترمودینامیکی غیر پیش پا افتاده با استفاده از روابط ماکسول، ژاکوبین ها و موارد دیگر است. جالب اینجاست که کاهش دما قطعی نیست. برای یک گاز ایده آل - که به نظر می رسد تنها مثالی است که تاکنون در این موضوع بحث شده است - اینطور نیست، زیرا ضریب ژول-تامسون دقیقاً ناپدید می شود. این به این دلیل است که خنک‌کاری ناشی از کاری است که گاز در برابر نیروهای انسجام داخلی واندروالسی خود انجام می‌دهد و چنین نیروهایی در یک گاز ایده‌آل وجود ندارد.
برای یک گاز خنک کننده واقعی می تواند اتفاق بیفتد، اما فقط زیر دمای وارونگی. به عنوان مثال، دمای وارونگی اکسیژن تقریباً بسیار بیشتر از دمای اتاق است، بنابراین انبساط JT اکسیژن آن را خنک می کند. دمای وارونگی حتی بالاتری دارد (در حدود از طرف دیگر، دمای وارونگی هیدروژن در حدود بسیار کمتر از دمای اتاق است، بنابراین انبساط JT هیدروژن در واقع دمای آن را افزایش می دهد.
همچنین فناوری خنک‌سازی مستقیم پره‌های توربین مانند سوراخ کردن روی آن‌ها و عبور مقداری هوای دیگر وجود دارد. این چیزی نیست که من در مورد آن می پرسم. من می خواهم بدانم گاز احتراق قبل از رسیدن به مرحله اول توربین چگونه خنک می شود.
البته متوجه شدم که از هیچ پاسخی در این سایت نمی توانم آموزش کامل دینامیک سیالات را دریافت کنم. حداقل چیزی که من به آن امیدوار هستم تصاویر، نمودارها و ترجیحاً برخی از اعداد مورد استفاده در معادلات خاصی است که دما و جریان جرمی هوا را به هم مرتبط می کنند.
یک چیز دیگر. موتورهای قدیمی مشکلی ندارند. در واقع، آنها ممکن است بهتر باشند، زیرا موتورهای قدیمی تر - پایین تری دارند و بنابراین باید به خنک کننده بیشتر در منطقه احتراق دست یابند. من سعی کردم در مورد آنها تحقیق کنم، به عنوان مثال. رولز رویس ننه در اینجا، جایی که یک پاراگراف در مورد خنک کننده در یک جمله پایانی خلاصه می شود: "این هوای رقیق کننده در نتیجه منبسط شده و به سمت عقب شتاب می گیرد، اما همچنین محصولات احتراق را تا دمای مورد نیاز در ورودی توربین خنک می کند." اما تعداد بسیار کمی دارد و هیچ نمودار یا برش ندارد.این واقعیت وجود دارد که گازهای داغ حاصل از احتراق در واقع در محفظه احتراق خنک می شوند. خنک کننده توربین به اندازه کافی برای حفظ دمای مناسب برای تیغه توربین (~1700 درجه سانتیگراد) کافی نیست.
توزیع جریان احتراق
مکانیسم خنک کننده در محفظه احتراق (CC) را به وضوح نشان می دهد.که 12 درصد هوای خارج شده از کمپرسور عمدتاً برای احتراق و بقیه هوا برای خنک کردن گازهای داغ استفاده می شود. دمای ناحیه اولیه که در آن سوخت مشتعل می شود می تواند بیشتر از 2000 درجه سانتیگراد باشد. خنک سازی از طریق فیلم، تعرق و خنک سازی برخوردی انجام می شود. 20% هوا در ناحیه اولیه برای راندمان احتراق بهتر و پایداری شعله استفاده می شود در حالی که (40% + 20% = 60%) از هوای منطقه رقت برای حفظ دمای ورودی توربین مورد نظر استفاده می شود.
اخل محفظه احتراق، توربین ها و اگزوز، (و پس سوز، اگر موتور یکی داشته باشد) و همچنین پره های توربین و استاتورها، پوشیده شده اند. با سوراخ های کوچک هوای خنک کننده از طریق این سوراخ ها عبور می کند و یک لایه مرزی بین فلز و گازهای فوق داغ تشکیل می دهد.
دمای سوخت/هوا در موتور جت بسیار بالاتر از نقطه ذوب فلزات مورد استفاده برای ساخت این اجزا است، به همین دلیل این امر ضروری است. در واقع دمای گازها از دمای تبخیر تعدادی از فلزات بیشتر است.
این هوای خنک کننده از کجا می آید؟ از کمپرسور موتور می آید. دلیل عدم استفاده از هوای بای پس این است که فشار کمتری نسبت به داخل هسته موتور دارد، بنابراین گازهای داغ از طریق سوراخ ها به سمت مجرای بای پس حرکت می کنند. در این حالت لایه مرزی به جای گاز خنک از گاز داغ ساخته می شود که باعث تخریب موتور می شود.
برای به دست آوردن هوای با فشار کافی، هوا از کمپرسور در نقاطی که فشار آنقدر زیاد است که جریان کافی (در جهت درست!) را برای قسمت هایی از موتور که به آن نیاز دارند، "خونریزی" می شود. این روش خنک‌سازی به قدری مؤثر است که اجزای یک موتور جت که نیاز به تحمل بیشترین گرما را دارند، در واقع بالاترین فشار کمپرسور هستند، زیرا (الف) هوا هنگام فشرده‌کردن آن گرم می‌شود و (ب) می‌توانید. از همان تکنیک لایه مرزی خنک در کمپرسور استفاده کنید زیرا به هوای با فشار بالاتری نسبت به هوای گرمی که می‌خواهید از قطعه محافظت کنید، نیاز دارید، و جزء بخشی از قسمت پرفشار کمپرسور است.
در یک موتور موشک، شما می‌توانید بالقوه آن را با هوای فشرده اتمسفر خنک کنید، اما این کار به وزن و پیچیدگی می‌افزاید و تنها در لایه‌های پایین‌تر جو که چگالی هوای کافی برای ارائه نرخ جریان جرمی مناسب برای جذب گرما وجود دارد، کار می‌کند. . از آنجایی که همانطور که اشاره کردید، می توان از سوخت (یا اکسید کننده بالقوه) برای خنک کردن موثر موتور برای جریمه بسیار کمتر در وزن و آزادی بیشتر در محیط کار استفاده کرد، این انتخاب واضح برای اکثر موشک های با سوخت مایع با کارایی بالا بوده است.چرخاننده
چرخان بخشی از محفظه احتراق است که هوای اولیه هنگام ورود به منطقه احتراق از آن عبور می کند. نقش آن ایجاد تلاطم در جریان برای مخلوط کردن سریع هوا با سوخت است.
تزریق کننده ی سوخت
انژکتور سوخت وظیفه وارد کردن سوخت به منطقه احتراق را بر عهده دارد و همراه با چرخان وظیفه اختلاط سوخت و هوا را بر عهده دارد. چهار نوع اصلی انژکتور سوخت وجود دارد. انژکتورهای فشار اتمیزه کننده، انفجار هوا، تبخیر کننده، و انژکتورهای premix/prevaporizing. انژکتورهای سوخت اتمیزه کننده تحت فشار برای اتمیزه کردن سوخت به فشارهای بالای سوخت (به اندازه 3400 کیلو پاسکال - 500 psi) متکی هستند.
1 در حالی که اتمیزه تعاریف متعددی دارد، در این زمینه به معنای تشکیل یک اسپری خوب است. منظور این نیست که سوخت به اجزای اتمی خود تجزیه می شود.در سرعت های مادون صوت، قسمت اول قبل از ورودی هنگام نزدیک شدن هواپیما اتفاق می افتد. این پیش فشرده‌سازی بسیار کارآمد است زیرا در جریان آزاد اتفاق می‌افتد و مهندسان ورودی را طوری طراحی می‌کنند که فقط بخشی از هوایی که به سمت آن جریان دارد را با سرعت کروز ببلعد. در داخل ورودی، جریان بیشتر کاهش می یابد به طوری که با سرعت جریان 0.4 تا 0.5 ماخ وارد مرحله اول کمپرسور می شود. به طور معمول، 98٪ از انرژی جنبشی جریان را می توان از این طریق به فشار تبدیل کرد.
در بخش کمپرسور، هوای ورودی مجبور می شود تا به داخل یک تونل حلقوی همگرا هجوم آورد تا آن را فشرده کند. به طور شهودی، این طراحی هوا را کند نمی کند یا به اندازه کافی کند نمی کند.
در داخل کمپرسور چگالی هوای فشرده همراه با فشار افزایش می یابد. بنابراین، هندسه همگرا در داخل کمپرسور جریان را تسریع نمی‌کند - در واقع کندتر می‌شود - و فقط از تغییر حجم پیروی می‌کند. نسبت چگالی و حجم در تراکم ایزنتروپیک متناسب با نسبت فشار است (شاخص 0 نشان دهنده حالت اولیه و شاخص 1 نشان دهنده حالت نهایی) مانند این:
$\frac{p_1}{p_0} = \left(\frac{\rho_1}{\rho_0}\right)^\kappa = \left(\frac{V_0}{V_1}\right)^\kappa$با κ
نسبت گرمای ویژه (تقریباً 1.4 برای هوا). نسبت تراکم 8.3 J-85 در تصویر شما، هوا را تا 22 درصد حجم اولیه آن فشرده می کند.
آخرین مرحله در کاهش سرعت جریان در مقطع منتهی از کمپرسور به محفظه احتراق اتفاق می افتد که به آن دیفیوزور می گویند. در اینجا سطح مقطع به دقت گسترده می شود تا جریان هوا بدون جدایی کاهش یابد. در اطراف انژکتورهای سوخت کمترین سرعت گاز را در کل موتور خواهید دید. لطفاً این پاسخ و این پاسخ را برای جزئیات بیشتر ببینید - به من گفته شده است که بخش‌های مرتبط پاسخ‌های قدیمی‌تر را در پاسخ‌های جدید کپی نکنم.

[rohamavation]

ستال (Stall) یا واماندگی چیست؟Compressor stall) یک اختلال محلی از جریان هوا در کمپرسور توربین گاز یا توربوشارژر است. واماندگی‌ای که منجر به قطع کامل جریان هوا از درون کمپرسور می‌شود، سرج(موج) نامیده می‌شود. شدت این پدیده از افت لحظه‌ای توان که توسط تجهیزات به سختی نشان داده می‌شود و سرجی که باعث افت کامل توان کمپرسور می‌شود و باید میزان سوخت را تغییر داد تا توان دوباره بدست آید و عملکرد عادی شود، متغیر است(Rotating stall)سلول‌های واماندگی دورانی در یک کمپرسور محوری.
واماندگی چرخشی یک اختلال در جریان هوا در داخل کمپرسور است که باعث توقف کامل تهیه هوای فشرده نمی‌شود اما راندمان آن را کاهش می‌دهد. واماندگی چرخشی هنگامی به وجود می‌آید که بخش کوچکی از ایرفویل‌ها دچار واماندگی شوند و جریان هوای محلی را آشفته می‌کنند اما کل عملکرد کمپرسور را مختل نمی‌کند. ایرفویل‌های وامانده باعث ایجاد پاکت‌هایی از هوای تقریباً ساکن می‌شوند (که سلول وامانده خوانده می‌شود) که بجای حرکت در جهت جریان به دور محیط کمپرسور می‌چرخند. در سرعت‌های دورانی پایین، ممکن است طبقات ابتدایی کمپرسور دچار واماندگی دورانی شود. شروع واماندگی می‌تواند پیشرونده یا ناگهانی باشد و به ساختار سلول واماندگی بستگی دارد که به این حالات به ترتیب واماندگی با طول جزئی و واماندگی با طول کامل گفته می‌شود
استال یا همان واماندگی حالتی است که در همه ی هواپیما ها در شرایط خاصی اتفاق می افتد و هنگامی پدید می آید که بال های هواپیما دیگر قادر به تولید نیروی برا (Lift) نیستند و نیروی وزن هواپیما آن را به سمت پایین می برد.
واماندگی هواپیما خود دو حالت دارد:
1-سرعت پایین : این پدیده در هنگام نشستن یا برخاستن هواپیما رخ می‌دهد. به دلیل کم بودن ارتفاع برای بازگشت به حالت اولیه این پدیده بسیار خطرناک است. این واماندگی معمولاً از قسمت‌های تحتانی هواپیما شروع شده و رو به جلو حرکت می‌کنند.
2-بالا بودن زاویه حمله : این نوع واماندگی، دارای شتاب است و با زاویه حمله رابطه مستقیم دارد. نقاط نوک تیز برای روی بدنهٔ هواپیما به این نوع واماندگی کمک می‌کنند. بالا رفتن سریع زاویه حمله به جریان هوا اجازهٔ حرکت به سمت جلوی ماهی وارهرا نمی‌دهد و اینجا است که جریان هوا از سطح برا جدا می‌شود. برای جلوگیری از این پدیده در ارتفاعات نامناسب نباید به سرعت رو به بالا حرکت کرد.
یکی از واماندگی‌های مربوط به زاویه، واماندگی سرچکشی نام دارد. سرچکشی نوعی واماندگی است که بر اثر اوج‌گیری هواپیما با زاویهٔ بسیار تند و حداقل توان موتور ایجاد می‌شود و همراه با حداکثر جابه‌جایی سکان عمودی و چرخشی سریع حول محور انحراف سمت yaw axis است و پس از آن هواپیما به وضعیت شیرجه در می‌آید و فروخیز می‌کند.
اکثر موتورهای توربین گاز ، چه در نیروگاه ها و چه در موتورهای جت هواپیما ، از کمپرسورهای جریان محوری برای دستیابی به فشرده سازی لازم استفاده می کنند. در این کمپرسورها ، هوا در جهت محوری ، به موازات محور چرخش توربین گاز عبور می کند. کمپرسور از مراحل مختلفی تشکیل شده است ، هر مرحله شامل یک حلقه از تیغه های روتور متحرک با زاویه ثابت ، نصب شده بر روی یک دیسک چرخان (یا درام) و یک حلقه پایین دست از تیغه های روتور ثابت مستقر در مورد استاتور است.پره های روتور مانند بال های کوچکی هستند که حرکت هوا را تسریع می کنند ، فشار استاتیک و کل آن و انرژی جنبشی آن را افزایش می دهند. استاتورها برای فشرده سازی هوا سرعت را به فشار تبدیل می کنند. آنها بیشتر فشار استاتیک را افزایش می دهند ، انرژی جنبشی را کاهش می دهند ، سرعت چرخشی را که تیغه های روتور می توانند ایجاد کنند کاهش می دهند و جریان هوا را برای ورود به مرحله بعدی تنظیم می کنند.
تیغه ها و استاتورهای کمپرسور سپس جریان هوا را تعدیل می کنند تا فشار استاتیک را در جهت جریان افزایش دهند ، که کمی شبیه فشار دادن آب به یک کانال مایل با بسیاری از ضربات کوچک و سریع است. اگر شیب (مشابه نسبت فشار کمپرسور) بیش از حد شیب دار باشد ، آب به سمت پایین شیب حرکت می کند. برعکس ، مسیر جریان هوا در جهت محوری فشار استاتیک را کاهش می دهد ، و به نظر می رسد آب از یک کانال شیب دار پایین می رود.
استال شکست جزئی جریان هوا از طریق یک موتور است. این یک وضعیت پیشرونده است که می تواند منجر به افزایش سرعت شود ، که تجزیه کلی جریان هوا در موتور است. در موارد شدید ، افزایش جریان می تواند منجر به تغییر جهت جریان هوا شود.
هنگامی که زاویه ورودی هوا افزایش می یابد ، از جهت محوری اندازه گیری می شود ، می توان جداسازی لایه های مرزی تیغه را انجام داد و جریانهای سمت مکش تیغه ، سطح تیغه را از نقطه جدایی لایه مرزی دنبال نمی کنند. وقتی این اتفاق افتاد ، تیغه کمپرسور متوقف می شود.
استال بلافاصله افت آیرودینامیکی یک مرحله را افزایش می دهد ، بلند شدن تیغه را کاهش می دهد و از افزایش فشار مطلوب جلوگیری می کند. افزایش زاویه ورودی هوا تولید کننده اصطبل می تواند در اثر اختلال جریان در بالادست جریان هوا یا در اثر فشار ناگهانی پایین برگشت که منجر به کاهش سرعت هوا می شود ، اغلب نتیجه انسداد احتراق یا توربین باشد. از دیگر دلایل جداسازی لایه مرزی می توان به زبری سطح تیغه و نشت زیاد نوک اشاره کرد. در مراحل فشار زیاد ، تیغه ها و استاتورها کوتاهتر می شوند و همچنین می توان مشکلات پاکسازی نوک تیغه ها را ایجاد کرد.
هنگامی که یک تیغه به جای اصطبل می رود ، می تواند انسداد بالادستی ایجاد کند که جریان هوای نزدیک به مراحل بعدی را منحرف می کند. این بلوک می تواند منجر به افزایش زاویه جریان هوا نسبت به مجاری تیغه مجاور در جهت مخالف چرخش کمپرسور شود. اگر افزایش زاویه به اندازه کافی بزرگ باشد ، تیغه ها متوقف می شوند و نوعی رکود جریان هوا به نام سلول اصطبل ایجاد می شود. جریان متوسط ​​هوا از طریق کمپرسور هنگام کار متوقف شده ثابت است ، بنابراین کمپرسور همچنان کار خواهد کرد ، اما با کارایی کمتری.
اگر سلول اصطبل حرکت کند ، یک اصطبل چرخان تشکیل می دهد ، که برخلاف چرخش کمپرسور اما با سرعت کاهش یافته می چرخد. این جریان مختل باعث افزایش تنش و لرزش پره ها می شود که می تواند منجر به کوتاه شدن عمر تیغه شود. غرفه چرخشی می تواند تبدیل به موج شود ، که این حالت شدید خرابی عملکرد کمپرسور است.
تیغه کمپرسور یک ایروفویل است و تحت همان اصول آیرودینامیکی است که برای سایر ایروفیل ها مانند بال یا پروانه اعمال می شود . پره های کمپرسور در هر مرحله از کمپرسور با یک زاویه ثابت تنظیم می شوند. با این حال ، تیغه ها دارای یک زاویه حمله موثر هستند که مجموع بردار سرعت هوای ورودی و سرعت چرخش کمپرسور است. غرفه کمپرسور زمانی اتفاق می افتد که عدم تعادل بین جریان جریان هوا و تقاضای جریان هوا وجود داشته باشد. به عبارت دیگر ، یک نسبت فشار با RPM موتور سازگار نیست. وقتی این اتفاق می افتد ، جریان هوا صاف قطع می شود و تلاطم و نوسانات فشار در توربین ایجاد می شود. اصطبل های کمپرسور باعث کند شدن یا راکد شدن هوای جاری در کمپرسور می شود و گاهی منجر به جریان معکوس می شود.
یک غرفه کمپرسور منجر به از بین رفتن رانش می شود و به دلیل جریان معکوس هوا ، به احتمال زیاد مانند صدا یک "نتیجه معکوس" ایجاد می کند. همچنین ممکن است با شعله از هر دو ورودی موتور و یا اگزوز موتور همراه باشد. یک غرفه کمپرسور پایدار می تواند منجر به آسیب موتور شود و منجر به خرابی موتور شود.
تیغه های چرخشی در مرحله کمپرسور موتور جت یا فن توربو ، خود مانند ایرلندهای هوای فویل هستند. عملکرد موتور به جریان روان هوا روی پره ها بستگی دارد.
دقیقاً مانند یک بال ، یک تیغه منفرد یا یک جز کوچک از یک ، می تواند یک اصطبل ایرفویل را تجربه کند ، جایی که جریان هوا از روی تیغه به یک سلول گیر، هوای بسیار آشفته پشت تیغه و هوا جدا می شود به جای اینکه هموار در اطراف تیغه باشد ، در اطراف سلول جریان می یابد.
هنگامی که یک جداسازی جریان رخ می دهد ، توانایی ایرفویل در فشار دادن هوا در جهت مناسب با سرعت جریان مناسب - و در نتیجه کمک به فشرده سازی هوا در پشت مجموعه فن - مهار می شود.
از آنجا که این تیغه ها در حال چرخش هستند ، تیغه به سرعت از بسته هوای راکد دور می شود. مطمئناً بسته هوای راکد از هوای ورودی لحظه ای حرکت می کند و همراه با تیغه چرخان یک رانش را تجربه خواهد کرد ، اما با متوسط ​​جریان هوا از طریق موتور دیگر حرکت نمی کند.
بنابراین دور بعدی چرخش تیغه تمایل به برخورد با بسته هوای راکد دارد. اگر سلول هوای راکد بزرگ نباشد ، ممکن است در این مرحله توسط جریان هوا جذب شده و پخش شود. متناوباً ، ممکن است آنقدر بزرگ باشد که بتواند تیغه بعدی را نیز متوقف کند. در این مرحله ، آن را اصطبل چرخشی می نامند.
اگر غرفه به انتشار ادامه دهد ، توانایی مرحله فن برای رساندن هوا به مرحله فشرده سازی بعدی مانع می شود و منجر به افت ناگهانی فشار در داخل محفظه احتراق می شود. این امر باعث کاهش اکسیژن موجود برای احتراق می شود. عملکرد موتور ، اندازه گیری شده توسط رانش تحویل داده شده ، به شدت مختل شده است و احتمالاً پس از اتمام اکسیژن کمپرسور ، مقدار سوخت نسوخته زیادی باقی خواهد ماند. این سوخت نسوخته ممکن است هنگامی که از پشت محفظه احتراق خارج شده و با جریان بای پس غنی از اکسیژن یا در مورد موتور جت مخلوط می شود ، در شعله بیرونی روشن روشن شود.
افت فشار برگشتی در کمپرسور ، در شرایط عادی ، پره های فن کمپرسور را قادر می سازد تا دوباره به عنوان ورق های مناسب هوا شروع به کار کنند.
یک نوع جایگزین اصطبل ، فشار کمپرسور است. در این حالت ، این مشکل به دلیل فشار زیاد غیر منتظره در محفظه احتراق (یا در کمپرسور) ایجاد می شود ، که باعث می شود جلو و همچنین عقب برود ، در برابر سرعت جریان ورودی. مجدداً این امر باعث از بین رفتن عملکرد پره های کمپرسور به عنوان ایرفویل می شود

[rohamavation]

: Design of jet enginesطراحی جت

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

[rohamavation]

اگر راندمان موتور توربوفن 35 درصد باشد بقیه انرژی سوخت کجا می رود؟

در موتور توربوفن بای پس بالا تلفات در مراحل مختلف چقدر است؟ انرژی استفاده نشده کجا می رود و دقیقا چه چیزی برای پرواز هواپیما باقی می ماند؟
از طرف دیگر، کاری که موتور بر روی جریان انجام می دهد، تغییر انرژی جنبشی در هر زمان است. این کارایی موتور مورد استفاده برای تولید نیرو و همچنین پروانه، فن یا سایر مکانیسم های مورد استفاده برای شتاب دادن هوا را در نظر نمی گیرد. این صرفاً به کار انجام شده برای جریان، به هر وسیله ای اشاره دارد، و می تواند به عنوان تفاوت بین شار انرژی جنبشی تخلیه شده و شار انرژی جنبشی ورودی بیان شود:
${\displaystyle P_{eng}={\frac {1}{2}}{\dot {m}}_{exh}v_{exh}^{2}-{\frac {1}{2}}{\dot {m}}_{in}v_{in}^{2}}$
راندمان جت ${\displaystyle \eta _{p}={\frac {P_{prop}}{P_{eng}}}=2v_{\infty }{\frac {{\dot {m}}_{exh}v_{exh}-{\dot {m}}_{in}v_{in}}{{\dot {m}}_{exh}v_{exh}^{2}-{\dot {m}}_{in}v_{in}^{2}}}}$
حداکثر راندمان پیشرانه ${\displaystyle \eta _{p}={\frac {P_{prop}}{P_{eng}}}=2v_{\infty }{\frac {{\dot {m}}_{exh}v_{exh}-{\dot {m}}_{in}v_{in}}{{\dot {m}}_{exh}v_{exh}^{2}-{\dot {m}}_{in}v_{in}^{2}}}}$اغلب راحت است که راندمان کلی را به دو بخش تقسیم کنیم: راندمان حرارتی و راندمان پیشرانه، که در آن$\displaystyle \eta_{\textrm{thermal}}$ برابر $\displaystyle = $\frac{\textrm{rate of production of kinetic energy}}{\textrm{fu..

کل انرژی ورودی با جریان سوخت شروع می شود: انرژی شیمیایی در ثانیه.
احتراق انرژی شیمیایی را با موفقیت به جریان گرمایی تبدیل می کند و حدود 1٪ آن در احتراق ناقص از دست می رود. این در محفظه احتراق اتفاق می افتد.
توربین انرژی مکانیکی را از جریان گرما استخراج می کند و از بخشی از آن برای تامین انرژی کمپرسور استفاده می کند. بازده ترمودینامیکی چرخه کارنو کسر توان حاصل را تعیین می کند. من قدرت مکانیکی خالص حاصل را به عنوان نیروی گاز نامگذاری کرده ام که کمی مضحک به نظر می رسد. این توان گازی بسته به نوع موتور توربین می تواند به توان شفت و/یا به نیروی جت تبدیل شود.

توجه داشته باشید که راندمان ترمودینامیکی به سرعت جریان هوا به محفظه احتراق بستگی دارد: سرعت آن کاهش می یابد و در ورودی فشرده می شود و نسبت فشار بالاتری را ممکن می سازد که منجر به راندمان بالاتر می شود.
اکنون باید از نیروی گاز برای افزایش انرژی جنبشی محیطی که برای رانش استفاده می شود استفاده کنیم. این افزایش انرژی جنبشی (از قاب مرجع هواپیما) با عنوان Propulsive Power شناخته می شود.

موتورهای هوا را می توان به دو گروه عمده تقسیم کرد:

آ. تبدیل نیروی گاز موجود به نیروی شفت، ارائه انرژی مکانیکی که می تواند یک پروانه یا روتور را به حرکت درآورد، که سپس انرژی جنبشی جریان جرمی هوای اطراف را افزایش می دهد - یک توربوشفت.

ب تبدیل مستقیم نیروی گاز موجود به انرژی جنبشی با انبساط در یک نازل - یک توربوجت.
تفاوت اصلی بین این دو این است که در a. جریان جرمی که نیروی محرکه را تحویل می دهد بزرگتر از جریان جرمی از طریق توربین است، در حالی که در b. جریان جرمی از طریق توربین برابر با جریان جرمی پیشرانه است. از آنجایی که رانش T = m˙⋅ΔV
، این بدان معنی است که در یک سرعت رانش و ورودی معین، سرعت اگزوز a. باید کمتر از b باشد. توجه داشته باشید که هر دو توربوپراپ و توربوفن ترکیبی از a هستند. و ب. از آنجایی که بخشی از جریان جرمی توربین برای نیروی محرکه جت منبسط می شود.
تبدیل نیروی گاز به نیروی محرکه نمی تواند به صورت ایزنتروپیک (بدون تلفات) انجام شود: در یک توربوفن حدود 5٪ در جریان گرما از دست می رود، در یک توربوپراپ کمتر.
نیروی محرکه قدرتی است که به وسیله ای که برای رانش استفاده می شود (هوا یا گاز احتراق) منتقل می شود. نیروی محرکه نیرویی است که به هواپیما منتقل می شود. در این فرآیند نیز تلفات بازدهی وجود دارد: محیط با سرعتی بالاتر از سرعت هوای هواپیما از مجموعه پیشرانه خارج می شود و بنابراین سرعت مطلق مشخصی (نسبت به زمین) دارد. جریان انرژی جنبشی مربوطه باید به عنوان یک اتلاف در نظر گرفته شود. البته سرعت خروجی باید بیشتر از سرعت هوا باشد تا نیروی رانش ایجاد شود.
بنابراین این تبدیل توان با یک ضریب کارایی، η
نیروی محرکه راندن پره‌های فن، که دقیقاً مانند بال، کشش و کشیدن پروفیل را القا می‌کنند، هزینه انرژی دارد.
هنگام استفاده از این تعاریف، می بینیم که یک هواپیما در باند، درست قبل از برخاستن، با ترمز فعال و دریچه گاز کاملاً باز است، دارای موارد زیر است:
حداکثر قدرت محرکه از آنجایی که جریان هوا دارای حداکثر ΔV است
قدرت پیشرانه صفر است، زیرا هنوز هیچ یک از نیروی محرکه به هواپیما منتقل نشده است. تمام نیروی محرکه به انرژی جنبشی جریان گاز تبدیل می شود.
ساخت هواپیمای مدل با موتور موتور سیکلت
من با دوستانم در حال تلاش برای ساخت یک هواپیما هستیم، وزن هواپیما حدود 40 کیلوگرم با موتور و 8 لیتر سوخت و با من وزن کل حدود 90 تا 100 کیلوگرم خواهد بود و می خواهم از موتور موتور سیکلت در هواپیما استفاده کنم. هواپیما یک نفره خواهد بود و من یک سوال دارم که کدام نوع موتور برای استفاده بهتر است، توضیحات تصویر را اینجا وارد کنید حجم موتور 123 سی سی نوع 4 زمانه، هوا خنک، SOHC حداکثر قدرت 10.7 اسب بخار 7500 دور در دقیقه حداکثر گشتاور 10.40 نیوتن متر 6500 دور در دقیقه
شما به یک ارابه فرود ثابت و یک بال مهاربندی شده نیاز دارید تا وزن خود را در هدف 40 کیلوگرمی خود نگه دارید. حداکثر L/D را حداکثر از 10، شاید حتی 8 انتظار داشته باشید.
شما می گویید جرم پرواز 100 کیلوگرم خواهد بود. وزن 980 نیوتن خواهد بود. 1/10 آن 98 نیوتن است. برای رسیدن به قدرتی از آن به چند فرض قهرمانانه دیگر نیاز است. بارگیری بال شما احتمالاً 12 تا 15 کیلوگرم بر متر مربع و ضریب بالابر شما حدود 1.0 است. این معادل سرعت پرواز 15.5 متر بر ثانیه (= 56 کیلومتر در ساعت) است. راندمان ملخ را 70 درصد فرض می کنم، بنابراین قدرت شما برای پرواز مستقیم 2.2 کیلو وات خواهد بود.
برای عملکرد مناسب برخاستن، قابلیت صعود 1.5 متر بر ثانیه را با چگالی هوای 1.1 کیلوگرم بر متر مکعب اضافه کنید. قدرت اضافی برای بالا رفتن با سرعت 1.5 متر بر ثانیه با سرعت 15.5 متر بر ثانیه و بازده 70 درصدی 2.2 کیلووات دیگر است.
مجموع 4.4 کیلو وات است که 5.9 اسب بخار است. کارکردن موتور در این سطح قدرت به معنای 54 درصد حداکثر قدرت است. اطمینان حاصل کنید که گیربکسی دارید که RPM را به بیش از 2000 کاهش می دهد تا 70٪ واقعی باشد. بال باید حدود 8 متر مربع و دم 1.6 متر مربع دیگر داشته باشد. آیا همه اینها در وزن 40 کیلوگرم شما قرار می گیرد؟
من انتظار دارم که 80 کیلوگرم جرم خالی واقعی تری باشد. اکنون اندازه بال 11 متر مربع است و تقاضای نیرو به 3 کیلووات برای پرواز در سطح و 3 کیلووات اضافی برای صعود افزایش می یابد. توان کل 8 اسب بخار یا 75 درصد حداکثر توان خواهد بود. از خود بپرسید که موتور چه مدت این کار را انجام می دهد و برای جلوگیری از گرم شدن بیش از حد رادیاتور شما باید چقدر بزرگ باشدموتورهای موتورسیکلت با هوا خنک برای تولید انفجارهای کوتاه اوج قدرت و تا حد امکان سبک طراحی شده اند. سبک بودن یک مزیت برای هر موتور هواپیما است، اما داشتن موتوری که برای انفجارهای کوتاه با قدرت بالا طراحی شده است، این مزیت نیست. موتور هواپیما باید برای مدت طولانی در تنظیمات توان بالا بدون گرم شدن بیش از حد کار کند. اگر این کار را با موتور موتور سیکلت امتحان کنید، احتمالاً سوپاپ اگزوز را می سوزانید، سر سیلندر را منحرف می کنید و دیواره های سیلندر را می کوبید - به عبارت دیگر، موتور را خراب می کنید.
علاوه بر این، برای تولید حداکثر قدرت در یک بسته کوچک، موتور موتور سیکلت باید خیلی سریع بچرخد - 6000 تا 8000 RPM - و به نوعی گیربکس یا کاهش دهنده سرعت نیاز است تا نوک پروانه را به صورت مافوق صوت هدایت نکنید.
ممکن است بتوانید از گیربکس تعبیه شده در موتور به عنوان کاهش دهنده سرعت استفاده کنید، اما وزن را افزایش می دهد.
توصیه استادمن این است که یک موتور صنعتی با توان پیوسته حدود 20 اسب بخار در 3600 دور در دقیقه پیدا کنید و آن را با کاهش 2:1، کاهش به 15 یا 18 اسب بخار برای کاهش استرس و افزایش عمر، به کار بگیرید.موتورهایی که قصد استفاده از آنها را داشتید فقط 10 اسب بخار هستند. اینها موتورهای موتور سیکلت هستند و حداکثر قدرت خود را در دورهای پایین تر تولید می کنند. این موتورها برای کار در سطح زمین طراحی شده اند، که در آن اکثریت این موتورها در RPM های پایین و در دمای ثابت کار می کنند.
اگر وزن هواپیما 100 کیلوگرم باشد، ملخ باید کیلو گرم هوای مشابه وزن را جابجا کند و این پیشران هواپیما است. برای به حرکت درآوردن چنین مقدار هوا، ملخ ها باید بتوانند حداقل 1000 دور در دقیقه، تقریباً بچرخند. موتورهای ذکر شده هرگز نمی توانند پروانه را به حرکت درآورند مگر اینکه از گیربکس استفاده شود که کار را پیچیده می کند.
فشاری که به پروانه وارد می شود بسیار زیاد است و شما به یک گیربکس کوتاه با تاخیر کوتاه نیاز دارید. یعنی خودکار با تاخیر کمتر. هر چیز دستی با شکاف دنده بزرگ ممکن است پروانه یا موتور را در یک لحظه بشکند.
افرادی هستند که در مورد یک Cessna 172 صحبت کردند. این موتور بیش از 5000 سی سی دارد که تنها 100-150 اسب بخار تولید می کند. به شما چه می گوید؟ این یک موتور بزرگ است که در RPM پایین کار می کند و حداکثر گشتاور را تولید می کند.
به یاد داشته باشید که نمی توانید پروانه را بیش از 2000 دور در دقیقه بچرخانید. سرعت صوت را می شکند و در این فرآیند ممکن است خود ملخ بشکند. در چنین هواپیماهای کوچکی به یک پروانه گام متغیر نیاز دارید که ممکن است گران باشد.
در سطح زمین، شما باید بتوانید وزن هواپیما را بالا ببرید تا بتوانید پرواز کنید. اما در ارتفاعات بالای 1000 فوت، هوا به شدت رقیق‌تر می‌شود و موتور شما باید 2X یا 3X یا شاید 4X بیشتر رانده شود. یعنی باید 3 برابر یا 4 برابر بیشتر در هوای رقیق فاقد اکسیژن کار کند. به یاد داشته باشید، اکسیژن گاز سنگین تری است و در اطراف زمین متمرکز می شود. هر چه بالاتر بروید، اکسیژن کمتری در دسترس است.
بیشتر هواپیماهای قدیمی از یک تنظیم کننده سوخت دستی استفاده می کردند که در آن خلبان مقدار سوخت پمپ شده به موتور را بسته به میزان اکسیژن در دسترس تنظیم می کند. با کربوهیدرات ثابت، این امکان پذیر نیست. شما نیاز به تزریق سوخت دارید.
دمای بالای 3K حدود 40 درصد از سطح زمین کاهش می یابد. آیا موتور وقتی چنین تفاوت شدید دما را تجربه می کند می شکند؟ صد مورد دیگر وجود دارد که من در اینجا ذکر نکردم که ممکن است کشنده باشد.
من نمی گویم که امکان پرواز وجود ندارد. ممکن است، اما آیا شما قادر خواهید بود به مقصد خود برسید؟ شما قادر خواهید بود چند متری پرواز کنید و از نظر فنی پرواز کردید. اما آیا آن چیزی است که شما می خواهید؟
اگر واقعاً می خواهید رویای خود را برآورده کنید، به موتورهای دیزل یا موتورهای روتاکس نگاه کنید، اگر می توانید یکی از آنها را تهیه کنید. که باید در یک لحظه مشکل را حل کند. و در مورد Kmpl یا MPG، انتظار نداشته باشید که ارزان باشد. اگر ارزان بود، به جای سوار شدن بر موتورسیکلت، پرواز می کردیم.
حتی اگر بخواهید با این موتور پرواز کنید، حداقل سرعتی که ممکن است نیاز داشته باشید حدود 60 گره است که 108 کیلومتر بر ساعت است که این موتور هرگز نمی تواند به آن برسد. در صورت استفاده از جعبه دنده 8 سرعته و حتی با این سرعت، قدرت تولید شده برای بلند کردن هواپیما بسیار کم است.
آیا یک هواپیمای فوق سبک می تواند با موتور 18 اسب بخاری پرواز کند؟
من چند سوال دارم - من در حال برنامه ریزی برای ساخت هواپیمای تک سرنشین UL با این طرح طرح هستم (من بیشتر دارم)، من این را بر اساس ساده واقعی و کمی تحقیقات ترسیم کردم. وزن خالی بین 50-70 کیلوگرم با تصویر به روز رسانی موتور است
نیروگاه من از این موتور استفاده خواهم کرد. 4 زمانه، OHV، تک سیلندر، 440 سی سی، قدرت 18 اسب بخار/3600 دور در دقیقه، گشتاور 3.0 کیلوگرم بر متر/2500 دور در دقیقه (21.7 پوند فوت)، احتراق TCI، وزن ناخالص 37 کیلوگرم.
در مورد پروانه، شما می‌خواهید که نوک‌ها از عدد ماخ بحرانی تجاوز نکنند به دلیل افزایش درگ بدون افزایش نیروی رانش، بنابراین سرعت نوک باید کمتر از 340 متر بر ثانیه باشد. در حداکثر گشتاور RPM 2500، موتور شما 262 راد در ثانیه کار می کند. نقشه یک پایه با قطر 1.2 متر را نشان می دهد که منجر به سرعت نوک 262 * 0.6 = 157.2 متر بر ثانیه یا 0.46 ماخ می شود. تیغه های کمی کم و بلندتر بهتر است. نیازی به دنده کردن نیست
استفاده از ملخ بلندتر از 1.2 متر ممکن است کمی غیر عملی باشد، بهتر است از بزرگترین پروانه با قطر استاندارد استفاده کنید. البته، موتور باید بتواند به 2500 دور در دقیقه برسد، جایی که حداکثر گشتاور آن توسعه یافته است. گشتاور و رانش مورد نیاز با RPM2 بالا می رود
، گشتاور با R3 بالا می رود رانش فقط با R2 . ملخ‌های بزرگ، اسب بخار را بهتر به حداکثر رانش تبدیل می‌کنند و این همان ناحیه‌ای است که برادران رایت از اسب بخار موجود استفاده بهینه کردند و دو ملخ 2 متری با گردش آهسته را هدایت کردند.
حدس "آموزش یافته" در گشتاور و رانش در اینجا. می‌توانم بگویم که به طولانی‌ترین ملخ استاندارد با اندازه استاندارد نیاز دارید که وسیله نقلیه شما می‌تواند بدون برخورد با زمین در حین فرود یا فرود، با بالاترین گام در خود جای دهد. اگر 1.2 متر حداکثر قطر است، ممکن است بخواهید از تیغه 4 پره استفاده کنید.
می توان با فرض اینکه نسبت L/D 9 است به یک تخمین تقریبی رسید. اکنون جرم خالی 70 کیلوگرم است. برای موتور، گیربکس و پروانه 45 کیلوگرم اضافه می کنیم. و ما نباید جرم خلبان (85 کیلوگرم) و 20 کیلوگرم سوخت را فراموش کنیم. مجموع جرم آن 220 کیلوگرم است. بیایید آن را به 250 کیلوگرم گرد کنیم تا در سمت امن باشیم.
اگر هواپیما را در حال سر خوردن در L/D = 9 و 25 m/s تصور کنیم، سرعت فرورفتگی 25/9 = 2,78 m/s خواهد بود. از آنجایی که جرم هواپیما 250 کیلوگرم است، وزن آن 2450 نیوتن است.
هواپیما برای پرواز مستقیم و همسطح دقیقاً به این نیرو نیاز دارد. اگر فرض کنیم که تلفات گیربکس و پروانه 50 درصد است، به دو برابر این قدرت نیاز دارید، یعنی 13.6 کیلو وات. علاوه بر این، مقداری قدرت اضافی لازم است، (مثلاً برای صعود...) پس بیایید رقم را 30٪ افزایش دهیم. 13,6 x 1,3 = 17,68 کیلو وات = 24 اسب بخار. این قدرت موتوری است که در تئوری و طبق این تخمین ساده شده برای آن هواپیما مورد نیاز است

[rohamavation]

سرعت هوای صحیح برای احتراق سوخت در ورودی محفظه احتراق چگونه به دست می آید؟
سرعت هوای صحیح برای احتراق سوخت در ورودی محفظه احتراق چگونه به دست می آید؟
چرا گازهای موجود در محفظه احتراق تنها در یک جهت به سمت توربین گاز در موتور جت جریان دارند؟
بسیاری از هواپیماهای جت با سرعتی در حدود 8/8 ماخ حرکت می کنند که در ارتفاع 11 کیلومتری سرعت هوایی حدود 300 کیلوتن یا 150 متر بر ثانیه را نشان می دهد.
اگر سوخت با این سرعت به هوا تزریق می شد، مخلوط قبل از سوختن موتور را ترک می کرد، احتراق در پشت هواپیما رخ می داد. از قرائت های مختلف، من معتقدم که سرعت صحیح هوا در محفظه احتراق باید حدود 10 یا 20 متر بر ثانیه باشد تا احتراق در محفظه احتراق حفظ شود.
در بخش کمپرسور، هوای ورودی مجبور می شود تا به داخل یک تونل حلقوی همگرا هجوم آورد تا آن را فشرده کند. به طور شهودی، این طراحی هوا را کند نمی کند یا به اندازه کافی کند نمی کند.
به طور کلی، موتورهای جت هواپیما دارای بخش های پخش کننده هستند که سرعت هوای ورودی را قبل از ورود به محفظه احتراق کاهش می دهد.
سرعت موتور جت
نمونه مشخصات سرعت در موتور جت; تصویری از مبانی موتورهای توربین گازی
در برخی موارد، دیفیوزرها قبل از کمپرسورها یا در خود مراحل قرار دارند، اما نتیجه نهایی کاهش سرعت است. حتی در این سرعت کاهش یافته، احتراق امکان پذیر نیست زیرا سرعت سوختن نفت سفید در نسبت های معمولی سوخت به هوا هنوز پایین تر است. از این رو هر سوختی که حتی در جریان هوای از پیش منتشر شده روشن شود نیز دور می‌شود.
برای غلبه بر این، ناحیه ای با سرعت محوری کم در داخل محفظه احتراق با استفاده از چرخان و چرخش مجدد ایجاد می شود. این کمک می کند که سوخت تنها با ورود بخشی از هوا به محفظه احتراق بسوزد.
محفظه احتراق

اصولا جریان هوای ورودی به محفظه به چند قسمت تقسیم می‌شود که در زمان‌ها و مکان‌های مختلف وارد محفظه می‌شود، به طوری که جریان هوای کلی دارای سرعت محوری پایینی است و در عین حال باعث گردش مجدد می‌شود. از فرآیند احتراق:
تقریباً 20 درصد از جریان توده هوا توسط پوزه یا بخش ورودی گرفته می شود. بلافاصله در پایین دست پوزه، پره های چرخشی و یک فلر سوراخ دار قرار دارند که هوا از طریق آن به منطقه احتراق اولیه می رود. هوای چرخان جریانی را در بالادست مرکز لوله شعله ایجاد می کند و گردش مجدد مورد نظر را بهبود می بخشد. ...
از طریق دیواره بدنه لوله شعله، در مجاورت منطقه احتراق، تعدادی سوراخ ثانویه انتخاب شده است که از طریق آنها 20 درصد جریان اصلی هوا به منطقه اولیه می رود. هوای پره‌های چرخشی و هوای حفره‌های هوای ثانویه بر هم اثر می‌گذارند و ناحیه‌ای با سرعت کم گردش می‌کنند. این به شکل یک گرداب حلقوی شبیه به یک حلقه دود است که اثر تثبیت و مهار شعله را دارد.
محفظه‌های احتراق معمولاً دارای مناطق چرخشی هستند که در آن احتراق یا به طور کامل انجام می‌شود یا حداقل شعله را مهار می‌کند. این را می توان با چندین طرح انجام داد
پرش ناگهانی در مقطع در ترکیب با گردابه
بدنه نگهدارنده شعله
جابجایی های مرکزی
ترمز گردابی
کانال تیغه ای کمپرسور در واقع واگرا است. کاهش سرعت جریان همراه با افزایش فشار استاتیکی است (به دیفیوزورها مراجعه کنید). علاوه بر این، یک کمپرسور کار را به سیال منتقل می کند و در نتیجه چگالی سیال را بیشتر می کند. مقطع واگرا کانال حلقوی بین توپی و پوشش به گونه ای طراحی شده است که سرعت محوری را به نحوی در یک سطح نگه دارد. سطوح سرعت محوری بالا (یا به طور صحیح نصف النهار) باعث تلفات اصطکاک بیشتر می شود. سرعت های کم توان قابل انتقال یک مرحله کمپرسور را کاهش می دهد، بنابراین به مراحل بیشتری نیاز دارد.
مهندسان چگونه می توانند هوا را بدون فشرده سازی کند کنند
سرعت جریان انرژی است، بنابراین کاهش سرعت جریان باعث افزایش فشار آن می شود.
در سرعت های مادون صوت، قسمت اول قبل از ورودی هنگام نزدیک شدن هواپیما اتفاق می افتد. این پیش فشرده‌سازی بسیار کارآمد است زیرا در جریان آزاد اتفاق می‌افتد و مهندسان ورودی را طوری طراحی می‌کنند که فقط بخشی از هوایی که به سمت آن جریان دارد را با سرعت کروز ببلعد. در داخل ورودی، جریان بیشتر کاهش می یابد به طوری که با سرعت جریان 0.4 تا 0.5 ماخ وارد مرحله اول کمپرسور می شود. به طور معمول، 98٪ از انرژی جنبشی جریان را می توان از این طریق به فشار تبدیل کرد.
در بخش کمپرسور، هوای ورودی مجبور می شود تا به داخل یک تونل حلقوی همگرا هجوم آورد تا آن را فشرده کند. به طور شهودی، این طراحی هوا را کند نمی کند یا به اندازه کافی کند نمی کند.
در داخل کمپرسور چگالی هوای فشرده همراه با فشار افزایش می یابد. بنابراین، هندسه همگرا در داخل کمپرسور جریان را تسریع نمی‌کند - در واقع کندتر می‌شود - و فقط از تغییر حجم پیروی می‌کند. نسبت چگالی و حجم در تراکم ایزنتروپیک متناسب با نسبت فشار است (شاخص 0 نشان دهنده حالت اولیه و شاخص 1 نشان دهنده حالت نهایی) مانند این:
$\frac{p_1}{p_0} = \left(\frac{\rho_1}{\rho_0}\right)^\kappa = \left(\frac{V_0}{V_1}\right)^\kappa$با κ
نسبت گرمای ویژه (تقریباً 1.4 برای هوا). نسبت تراکم 8.3 J-85 در تصویر شما، هوا را تا 22 درصد حجم اولیه آن فشرده می کند.
آخرین مرحله در کاهش سرعت جریان در مقطع منتهی از کمپرسور به محفظه احتراق اتفاق می افتد که به آن دیفیوزور می گویند. در اینجا سطح مقطع به دقت گسترده می شود تا جریان هوا بدون جدایی کاهش یابد. در اطراف انژکتورهای سوخت کمترین سرعت گاز را در کل موتور خواهید دید.
چرا گازهای موجود در محفظه احتراق تنها در یک جهت به سمت توربین گاز در موتور جت جریان دارند؟
تا آنجا که من از اصل کار موتورهای جت اطلاع دارم، هوای فشرده در محفظه احتراق (یا قوطی احتراق) با سوخت مخلوط می شود. مخلوط مشتعل شده به سمت عقب منبسط می شود تا روتورهای توربین را بچرخاند و چرخه کار را تداوم بخشد. در نهایت، گاز داغ باقی مانده، نیروی رانش را ایجاد می کند.
اگرچه گاز گرم شده در هر جهت در فضا منبسط می شود، چرا گاز احتراق تنها در یک جهت، به سمت توربین منبسط می شود؟توجه داشته باشید که دو راه برای بررسی این موضوع وجود دارد: حالت ثابت و استارت موتور. اگر موتور در وهله اول کار نمی کرد، احتمالاً نمی توانستید آن را با تزریق سوخت و احتراق آن روشن کنید. قبل از شروع احتراق به یک مکانیسم خارجی نیاز دارید تا موتور را قرقره کند و جریان گاز را شروع کند. احتراق می تواند ادامه یابد، اما جریان گاز را شروع نمی کند. توجه داشته باشید که در پرواز، می توانید موتور را با استفاده از سرعت رو به جلوی هواپیما راه اندازی مجدد کنید تا جریان گاز را تامین کنید. –در واقع اطمینان از سرعت مناسب گاز در یک توربین گاز چندان ساده نیست. در کمپرسور می‌خواهید سرعت جریان روی پره‌های کمپرسور را به محدوده زیر صوت بالا محدود کنید، بنابراین ورودی باید جریان را تا حدوداً کاهش دهد. ماخ 0.4 - 0.5. کمتر به معنای توان کمتر و در نتیجه رانش کمتر است.

با این حال، این سرعت برای احتراق بسیار زیاد است. سوخت مقداری زمان نیاز دارد تا با هوای فشرده مخلوط شود و اگر سرعت جریان بالا باشد، محفظه احتراق شما بسیار طولانی می شود و موتور سنگین تر از حد لازم می شود. بنابراین، مقطعی که از کمپرسور به محفظه احتراق منتهی می‌شود، به دقت گشاد می‌شود تا جریان هوا بدون جداسازی کند شود (به بخش زیر با نام «دیفیوزر» مراجعه کنید). در اطراف انژکتورهای سوخت کمترین سرعت گاز را در کل موتور خواهید دید. اکنون احتراق گاز را گرم می کند و باعث انبساط آن می شود. بالاترین فشار در کل موتور درست در آخرین مرحله کمپرسور است - از آنجا به بعد هر چه بیشتر جلو بروید فشار کاهش می یابد. این تضمین می کند که هیچ جریان برگشتی به کمپرسور امکان پذیر نیست. با این حال، هنگامی که کمپرسور متوقف می شود (این کاملاً مانند یک بال است - پره های کمپرسور بال های کوچکی هستند و محدودیت های یکسانی دارند)، نمی تواند فشار بالا را حفظ کند و جریان معکوس دریافت می کنید. به این می گویند موج.
قسمت عقب موتور باید جریان گاز در حال انبساط را کمتر از قسمت جلو مسدود کند تا مطمئن شود که در جهت درست به جریان خود ادامه می دهد. با ثابت نگه داشتن مقطع احتراق، طراح موتور اطمینان حاصل می کند که گاز در حال انبساط شتاب می گیرد و انرژی حرارتی را بدون از دست دادن فشار خود به انرژی جنبشی تبدیل می کند (افت فشار اندک در محفظه احتراق ناشی از اصطکاک و اثر ریلی است). اکنون جریان شتاب‌دار به توربین برخورد می‌کند و فشار گاز در هر یک از مراحل آن کاهش می‌یابد که باز هم اطمینان حاصل می‌کند که جریان برگشتی رخ نمی‌دهد. توربین باید به اندازه‌ای که برای راه‌اندازی کمپرسور و پمپ‌ها و ژنراتورهای متصل شده بدون مسدود کردن جریان، انرژی لازم را از جریان بگیرد.
فشار باقی مانده دوباره در نازل به سرعت تبدیل می شود. اکنون گاز هنوز بسیار داغتر از هوای محیط است، و حتی اگر جریان انتهای نازل در موتورهای هواپیماهای مدرن مافوق صوت است، سرعت جریان واقعی بسیار بیشتر از سرعت پرواز است. تفاوت سرعت بین سرعت پرواز و سرعت خروج گاز در نازل چیزی است که نیروی رانش تولید می کند.
موتورهای جنگنده معمولاً دارای جریان مافوق صوت در انتهای نازل هستند.موتورهای جت از چرخه برایتون استفاده می کنند که یک فرآیند "ایزوباریک" در حین احتراق است، به این معنی که فشار را در طول آن فاز ثابت نگه می دارد. این برخلاف چرخه اتو یک موتور پیستونی چهار زمانه معمولی است که در حین احتراق "ایزوکوریک" است، به این معنی که در آن فاز حجم را ثابت نگه می دارد.
چرخه برایتون از 3 قسمت تشکیل شده است که احتراق در وسط آن اتفاق می افتد
هوای ورودی فشرده می شود. این نیاز به کاری دارد که توسط توربین در پایان چرخه در حالی که موتور در حال کار است یا یک موتور خارجی هنگام راه اندازی موتور تامین می شود. این باعث افزایش فشار هوا (کاهش حجم) می شود.
سوخت با هوا مخلوط شده و مشتعل می شود. این یک فرآیند پیوسته است (برخلاف موتورهای پیستونی). این فرآیند "فشار ثابت" است، که بخشی است که شما در مورد آن سوال می کنید. به طور شهودی دلیل آن مشخص نیست، بنابراین در بخش بعدی به بررسی آن خواهیم پرداخت. نتیجه نهایی حجم بیشتری از هوا با همان فشار ورودی به محفظه از کمپرسور است.
هوا از یک توربین به شکلی عبور می کند که فشار را از فشار فشرده به فشار اتمسفر کاهش می دهد. از این توربین برای راه اندازی کمپرسور استفاده می کند. تمام دیفرانسیل فشاری که برای تامین انرژی کمپرسور مورد نیاز نیست، برای شتاب دادن به هوا به سمت عقب برای تامین نیروی رانش استفاده می شود.
بنابراین چگونه این چیز "فشار ثابت" کار می کند؟ برای لحظه ای با محفظه احتراق به عنوان یک جعبه برخورد کنید. خواه احتراق وجود داشته باشد یا نباشد، به طور کلی فشار ثابتی در داخل جعبه وجود خواهد داشت. هوا با کمی سرعت و فشار توسط کمپرسور به داخل آن رانده می شود. اگر توربین انتهای محفظه بتواند هوا را با سرعت کافی بالا دفع کند، می تواند فشار را در انتهای محفظه برابر با فشار قسمت جلویی نگه دارد.
بنابراین چگونه این چیز "فشار ثابت" جلوی شعله را از پیشروی به جلو باز می دارد؟ ترفند این است که جلوی شعله در تلاش است به سمت جلو پیشروی کند، اما سرعت هوا از طریق محفظه با سرعت جلوی شعله مطابقت دارد و آن را در یک مکان ثابت در محفظه نگه می دارد. این یک فرآیند پویا است، بنابراین ما به مقداری پویایی نیاز داریم. جزئیات کلیدی آنها این است که توربین و کمپرسور روی یک محور قرار دارند، بنابراین آنچه برای یکی می افتد روی دیگری تأثیر می گذارد.
سه مورد را در نظر بگیرید که سرعت جریان هوا را با سوخت مقایسه می کند:
برای سرعت احتراق بسیار کند است - اگر گاز را افزایش دهید یا در هنگام استارت موتور اتفاق می افتد.
احتراق شروع به پیروزی می کند و جلوی شعله را به سمت کمپرسور پیش می برد، درست همانطور که فکر می کنید.
با این حال، اکنون دینامیک وارد شده است. همانطور که جلوی شعله به سمت جلو حرکت می کند، فشار را در خروجی کمپرسور افزایش می دهد و سرعت هوا را از طریق کمپرسور کاهش می دهد.
این به این معنی است که کمپرسور مجبور نیست به اندازه حجم هوا فشار وارد کند، بنابراین بار آن استکاهش می دهد.
(کمپرسور مجبور است ولوم را به فشار بالاتری فشار دهد، اما دیدن این که این اثر با کاهش حجم هوا تحت الشعاع قرار می گیرد، با در نظر گرفتن لبه یک کمپرسور بسیار ضعیف که اگر آن را از فشار فشار دهید، به وضوح پشتیبان می گیرد، امری بی اهمیت است. طرف دیگر.)
توربین همچنان همان فشار را می بیند، اما بار کمتری دارد. این توربین را به سمت بالا می چرخاند و جریان هوا را افزایش می دهد که ما را به ...
موتور تراشیده شده - اینجا جایی است که هواپیماها معمولاً سعی می کنند کار کنند و در آنجا است که شعله های آتش را نمی بینید که به جلو پخش می شوند.
در این حالت، سرعت هوای ورودی برای مطابقت با انتشار جبهه شعله به جلو کافی است.
جلوی شعله همچنان سعی می‌کند به جلو حرکت کند، اما هوا به همان سرعتی که می‌تواند بسوزد به جلوی آن فرو می‌رود.
برای سرعت احتراق خیلی سریع - اگر گاز را کاهش دهید این اتفاق می افتد.
با سوخت کمتر، جلوی شعله شروع به سقوط به سمت عقب به سمت توربین می کند.
همانطور که در مورد "خیلی کند"، دینامیک وارد بازی می شود. همانطور که جلوی شعله به سمت عقب حرکت می کند، فشار وارده به محفظه احتراق و کمپرسور نیز کاهش می یابد.
اکنون توربین بار بیشتری می بیند و توربین را به پایین می چرخاند. کند کردن توربین باعث کاهش جریان هوا از طریق کمپرسور می شود و ما را به سمت یک موتور تریم برمی گرداند.
یکی از نکات مهم این الگو این است که چرا موتورهای جت نمی توانند رانش را به سرعت تغییر دهند. اگر به سرعت سوخت را با دریچه گاز اضافه کنید، موتور را خفه می‌کنید، بنابراین تا زمانی که توربین و کمپرسور نتوانند برای یکسان کردن موتور بچرخند، نیروی اضافی دریافت نمی‌کنید.

نیروی محرکه حرکتی به طور مکانیکی بر روی محفظه های احتراق و نازل ها در یک رانش جت چگونه عمل می کند؟

نیروی محرکه حرکتی به طور مکانیکی بر روی محفظه های احتراق و نازل ها در یک رانش جت چگونه عمل می کند؟
بنابراین افزایش تکانه آن در واقع می تواند به طور مکانیکی بر روی دیواره های محفظه احتراق و دیواره های نازل عمل کند تا نیروی رانش حرکتی را القا کند.
به عنوان مثال، وقتی صحبت از رانش فشار ناشی از بازیابی فشار در بخش های مختلف پخش کننده در یک سیستم پیشرانه می شود، به راحتی می توان درک کرد که جزء موازی نیروی (موازی با محور بردار رانش کل) که بر روی دیواره های دیفیوزر اعمال می شود. ورودی، دیفیوزر کمپرسور، تیغه های استاتور کمپرسور و غیره باعث ایجاد بار نامتقارن و در نتیجه رانش به جلو می شود. همچنین به طور شهودی قابل درک است که پروانه/فن/کمپرسور موتورهای توربین گاز چگونه نیروی رانش را القا می‌کند، زیرا به طور مکانیکی جریان جرم را تغییر می‌دهد، به آن تکانه بیشتری می‌دهد و در نتیجه حفظ تکانه، یک تکانه مخالف، یعنی رانش تکانه خواهد داشت. روی پروانه / فن / تیغه کمپرسور منفرد رخ می دهد.
با این حال، نیروی واکنش واقعاً چگونه روی دیواره های محفظه احتراق / پس سوز یا نازل عمل می کند؟ به عنوان مثال، از آنجایی که من درک می کنم، محفظه احتراق و پس سوز موتور توربین گازی یک دستگاه فشار ثابت است، بنابراین افزایش بار فشار بر روی محفظه موتور که منجر به رانش در اتاقک های احتراق توربین های گاز می شود، نیست. . روشی که من احتراق را درک می کنم این است که انرژی گرمایی را به جریان جرم اضافه می کند و متعاقباً مقداری از آن انرژی کار می کند و به انرژی جنبشی تبدیل می شود و در نتیجه سرعت جریان جرمی افزایش می یابد. من می توانم درک کنم که به نحوی، گاز منبسط شده به طور مکانیکی با دیواره محفظه تعامل می کند و منجر به افزایش تکانه و نیروی واکنشی می شود، اما این به اندازه کافی شهودی نیست و من می خواهم توضیح بهتری برای آن داشته باشم.
در مورد نازل، طبق راهنمای مبتدیان ناسا برای هوانوردی، نازل هیچ کار ترمودینامیکی انجام نمی دهد و هیچ تغییر فشاری در سرتاسر نازل وجود ندارد. اگرچه این به نظر من کمی غیر منطقی به نظر می رسد زیرا درک من این است که یک نازل فشار جریان جرم را کاهش می دهد و سرعت آن را افزایش می دهد. به همین دلیل برای من نیز قابل درک نیست که چگونه سرعت خروج نازل تا حد زیادی بر رانش کل تأثیر می گذارد وقتی که کار ترمودینامیکی در کار نیست (یعنی تبدیل انرژی حرارتی به کار جنبشی، افزایش تکانه). این باید به این معنی باشد که من برخی از اصول اولیه را به درستی درک نمی کنم.
همه چیز به جایی بستگی دارد که شما حجم کنترل خود را می کشید.
در یک حد، می توانید ولوم کنترل خود را به صورت یک جعبه مستطیلی ساده در اطراف موتور بکشید، اما با کمی فاصله بین مرز ولوم و موتور. مرزهای "بالا" و "پایین" حجم کنترل، خطوط جریان هستند - هیچ جرمی از آنها عبور نمی کند. "جلو" ولوم کنترل جریان ورودی است -- به اندازه کافی جلوتر از موتور است که جریان ورودی به ولوم کنترل دارای خواص جریان آزاد باشد. "پشت" ولوم کنترل جریان خروجی است. این دو بخش دارد - جریانی که دور موتور می‌چرخد (مرز به اندازه کافی دور است که دوباره ویژگی‌های جریان آزاد دارد) - و جریانی که از موتور عبور می‌کند.
با این حجم کنترل، تمام مرزهای حجم کنترل در هر دو طرف فشار یکسانی دارند، بنابراین هیچ سهم فشاری در رانش وجود ندارد. با این حال، جریانی که از موتور می گذرد دارای تغییر در تکانه است، ˙ $T=\dot{m}\,\left(V_j-V_\inf\right)$
.جایی که Vj سرعت جت است، T رانش است، m˙ جریان جرم از طریق موتور است.
در حالت دیگر، می‌توانید صدای کنترل را به گونه‌ای کاهش دهید که با تمام سطوح موتور منطبق باشد. در این حالت، تنها جریان جرمی که از مرز عبور می کند، جریان سوختی است که از انژکتورها وارد می شود. اگر به عقب اشاره کنند، مقداری نیروی رانش را به همراه خواهند داشت، اما همچنین می‌توانند طوری ترتیب داده شوند که هیچ کمکی به رانش نکنند. برای به دست آوردن نیروی رانش، باید یک ادغام دقیق از تمام نیروهای برشی و فشار روی مرز در هر سطح انجام دهید. این سطوح به جهات پیچیده ای اشاره می کنند، بنابراین برای انجام این انتگرال، باید واقعا مراقب باشید.
هر دوی این رویکردها (و هر میانی) پاسخ یکسانی خواهند داد. هر کنشی واکنشی به همان مقدار و در جهت مخالف دارد. چیزهایی که به طور کامل "داخل" ولوم کنترل اتفاق می‌افتند را می‌توان نادیده گرفت - آنها خودشان را خنثی می‌کنند به طوری که تنها چیزی که ما باید نگران آن باشیم این است که چه اتفاقی برای مرز حجم کنترل می‌افتد.
آنچه اهمیت دارد ثبات است. شما نمی توانید حجم کنترل خود را یک جا ترسیم کنید -- و سپس سعی کنید آن قسمت از مرز را با اتفاقی که در قسمت داخلی ولوم کنترل می افتد تطبیق دهید.
این نیز برعکس عمل می کند. به جای ولوم کنترلی، می توانید به یک جرم کنترل فکر کنید - یک تکه کوچک مایع که در موتور حرکت می کند. ما می توانیم آن را به عنوان یک مکعب کوچک در نظر بگیریم. با ویژگی های جریان آزاد شروع می شود. تنها نیروهایی که بر این جرم کنترلی وارد می شود، فشار و برش روی شش وجه است. جرم کنترل در اثر این نیروها شتاب می گیرد. انرژی جرم کنترل می تواند به دلیل انتقال حرارت در داخل یا خارج از هر وجه تغییر کند. اگر جرم کنترل در برابر یک مرز باشد، فشار روی آن سطح با فشار روی مرز برابر خواهد شد.
شتاب جریان به شدت به فشارهای موجود در جریان و سطوحی که با جریان در تعامل هستند مرتبط است.
در یک مدل ساده از یک موشک، محفظه احتراق در فشار ثابت است، اما مطمئناً در نازل اینطور نیست. نازل جریان را گسترش می دهد و آن را تسریع می کند. اساساً نازل انرژی ترمودینامیکی حاصل از احتراق را به انرژی جنبشی گاز خروجی تبدیل می کند. با انجام این کار، گازها از فشار بالا در محفظه احتراق به فشار محیط در خروجی نازل منبسط می شوند. یک موتور جت یک توربین بین محفظه احتراق و نازل اضافه می کند تا کار را برای به حرکت درآوردن کمپرسور (و هر چیز دیگری) استخراج کند. اما توربین همچنین یک گسترش دهنده جریان است (مانند نازل).
از نقطه نظر دینامیک سیالات، نیروها می توانند از طریق فشار یا ویسکوزیته (معروف به اصطکاک یا برش) منتقل شوند.
سهم فشار تا حد زیادی بزرگترین است
توزیع فشار در محفظه احتراق
این تصویر در مورد محفظه احتراق یک موشک است، اما ایده اصلی یکسان است: نیروی افقی توسط فشار وارد شده بر تمام مناطق عمودی محفظه داده می شود. همانطور که در پاسخ دیگری اشاره شد، احتراق در یک توربوجت/توربوفن با فشار کم و بیش ثابت اتفاق می افتد به طوری که بیشترین سهم را از انتهای عمودی محفظه احتراق و نازل می گیرد.

[rohamavation]

دینامیک پرواز علم جهت گیری و کنترل وسایل نقلیه هوایی در سه بعدی است. سه پارامتر حیاتی دینامیک پرواز، زوایای چرخش در سه بعدی در اطراف مرکز ثقل وسیله نقلیه (cg) است که به نام‌های گام، رول و انحراف شناخته می‌شوند.
سیستم های کنترل جهت خودرو را در مورد cg تنظیم می کنند. یک سیستم کنترل شامل سطوح کنترلی است که با انحراف، یک لحظه (یا زوج از ایلرون) در مورد cg ایجاد می کند که هواپیما را در گام، چرخش و انحراف می چرخاند. به عنوان مثال، یک لحظه شیب از نیرویی ناشی می شود که در یک فاصله به جلو یا عقب از cg اعمال می شود، که باعث می شود هواپیما به سمت بالا یا پایین بیاید.
رول، پیچ و انحراف به چرخش در محورهای مربوطه اشاره دارد که از حالت تعادل پرواز ثابت شروع می شود. زاویه رول تعادل به عنوان سطح بال یا زاویه کرانه صفر شناخته می شود.
متداول ترین قرارداد هوانوردی، رول را به عنوان عمل کردن حول محور طولی، مثبت با بال سمت راست (راست) به سمت پایین تعریف می کند. انحراف در مورد محور عمودی بدن، مثبت با بینی به سمت راست است. گام حول محوری عمود بر صفحه طولی تقارن، دماغه مثبت به سمت بالا است
یک هواپیمای بال ثابت با افزایش یا کاهش زاویه حمله (AOA)، بالابر ایجاد شده توسط بالها را در هنگام بالا یا پایین بردن دماغه افزایش یا کاهش می دهد. زاویه رول در هواپیمای با بال ثابت به نام زاویه بانکی نیز شناخته می شود که معمولاً برای تغییر جهت افقی پرواز "بانک" می شود. یک هواپیما از دماغه تا دم به منظور کاهش پسا کار می کند و به همین دلیل می توان زاویه لغزش کناری را نزدیک به صفر نگه داشت، اگرچه ممکن است هواپیما عمداً به منظور افزایش سرعت کشش و فرود در هنگام فرود، لغزش شود تا هواپیما در مسیر حرکت هواپیما در همان مسیر حرکت باند فرودگاه در حین تقاطع حرکت کند. فرود باد و در حین پرواز با قدرت نامتقارن.
پایداری توانایی هواپیما برای حفظ/بازگشت به مسیر پرواز اولیه است. به هواپیما اجازه می دهد تا شرایط پروازی یکنواخت را حفظ کند، از اختلالات بازیابی کند و بار کاری خلبان را به حداقل برساندسه پارامتر حیاتی دینامیک پرواز، زوایای چرخش در سه بعد در اطراف مرکز ثقل وسیله نقلیه (cg) است که به نام های گام، رول و انحراف شناخته می شوند.پایداری دینامیکی, به واکنش هواپیما نسبت به بر هم خوردن تعادل پس از طی یک دوره زمانی مشخص گفته میشود. پایداری دینامیکی هم نیز به 3 دسته مثبت، خنثی و منفی تقسیم میگردد. هر هواپیمایی که پایداری دینامیکی داشته باشد، ملزم به داشتن پایداری استاتیکی میباشد. پایداری به طور کلی حول 3 محور تعریف میگردد.
محور عمودی (yaw)
مبدأ محور yaw در مرکز ثقل است و جهت آن به طرف پایین هواپیما، عمود بر بالها و عمود بر خط مرجع بدنه است. حرکت حول این محور، yaw نامیده می‌شود. یک چرخش yaw مثبت دماغه هواپیما را به سمت راست حرکت می‌دهد سکان کنترل‌گر اصلی yaw می‌باشد.
اصطلاح yaw در ابتدا در کشتیرانی به کار می‌رفت و به چرخش یک کشتی ناپایدار حول محور عمودی خود، اشاره داشت. ریشه این کلمه نامشخص است.
محور عرضی (pitch)
مبدأ محور pitch (محور عرضی یا جانبی) آن در مرکز ثقل است و جهت آن به سمت راست، موازی با حطی است که از نوک یک بال به نوک بال دیگر کشیده شده‌است. حرکت حول این محور pitch خوانده می‌شود. حرکت pitch مثبت دماغه هواپیما را بالا می‌برد و دم را پایین می‌آورد. بالابرنده‌ها کنترل‌گر اصلی pitch هستند.
محور طولی (roll)
مبدأ محور roll (یا محور طولی) در مرکز ثقل است و جهت آن به موازات خط مرجع بدنه به سمت جلو می‌باشد. حرکت حول این محور roll نامیده می‌شود. جابجایی زاویه ای در حول این محور bank نامیده می‌شود. یک حرکت roll مثبت بال چپ را بالا می‌برد و بال راست را پایین می‌آورد. خلبان با افزایش نیروی برآر در یک بال و کاهش آن در بال دیگر غلت زدن را انجام می‌دهد و زاویهٔ bank را تغییر می‌دهد. شهپرها کنترل‌گر اصلی bank هستند. سکان نیز روی bank تأثیر دارد
رابطه با سایر سیستم‌های
?عوامل متعددی باعث ایجاد هریک از پایداری ها حول 3 محور اصلی میگردند که عبارتند از توزیع وزن هواپیما، طراحی قسمت های مختلف بدنه هواپیما و غیره که در پست بعدی به طور کامل و یک به یک توضیح میدم
سه محور چرخش
گلایدر حول سه محور چرخش مانور می دهد: انحراف (عمودی)، جانبی و طولی. آنها حول یک نقطه مرکزی در گلایدر به نام CG می چرخند. این نقطه مرکز وزن کل گلایدر است و با بارگیری گلایدر تغییر می کند.
انحراف حرکت حول محور عمودی است که می تواند با یک خط مستقیم خیالی که به صورت عمودی از طریق CG کشیده شده است، نمایش داده شود. حرکت سکان به چپ یا راست باعث می شود که گلایدر بینی را به چپ یا راست منحرف کند. حرکت هواکش ها به چپ یا راست به سمت ساحل، گلایدر را حول محور طولی حرکت می دهد. اگر خطی در مرکز بدنه از دماغه تا دم کشیده شود، این محور ظاهر می شود. عقب کشیدن چوب یا هل دادن آن به جلو، بالا بردن یا پایین آوردن بینی، گام گلایدر یا حرکت آن را در اطراف محور جانبی کنترل می کند. اگر خطی از یک طرف بدنه به طرف دیگر از طریق CG کشیده شود، محور جانبی قابل مشاهده است. [شکل 3-20]
ثبات
یک گلایدر زمانی در حالت تعادل است که تمام نیروهایش در تعادل باشند. پایداری به عنوان توانایی گلایدر برای حفظ وضعیت پرواز یکنواخت و بازگشت به آن شرایط پس از ایجاد اختلال تعریف می شود. غالباً در طول پرواز، گلایدرها با اختلالات زمین در حال تغییر تعادل مواجه می شوند. اینها می توانند به شکل رگبارهای عمودی، تغییر ناگهانی در CG یا انحراف کنترل ها توسط خلبان رخ دهند. به عنوان مثال، یک گلایدر پایدار پس از برخورد با نیرویی که باعث بالا آمدن دماغه می شود، تمایل به بازگشت به حالت تعادل را نشان می دهد.
نحوه پرواز با هواپیما سواد پرواز توصیه می شود
کتاب راهنمای نحوه پرواز با هواپیما راد ماچادو – اصول اولیه پرواز با هر هواپیما را بیاموزید. آموزش پرواز را آسان تر، کم هزینه تر و لذت بخش تر کنید. بر تمام مانورهای چک‌راید مسلط شوید. فلسفه «چماق و سکان» پرواز را بیاموزید. از توقف یا چرخش تصادفی هواپیما جلوگیری کنید. به سرعت و با لذت هواپیما را فرود بیاورید.
پایداری استاتیک و پایداری دینامیکی دو نوع پایداری هستند که گلایدر در پرواز نشان می دهد. پایداری استاتیکی تمایل اولیه برای بازگشت به حالت تعادل در صورت اختلال از آن حالت است. سه نوع پایداری استاتیکی مثبت، منفی و خنثی هستند. هنگامی که یک گلایدر پایداری استاتیکی مثبت را نشان می دهد، تمایل به بازگشت به تعادل دارد. گلایدری که پایداری استاتیکی منفی را نشان می دهد تمایل به افزایش جابجایی خود را نشان می دهد. گلایدرهایی که پایداری استاتیکی خنثی را نشان می دهند، نه تمایلی به بازگشت به تعادل دارند و نه تمایلی به ادامه جابجایی.
پایداری دینامیکی حرکت گلایدر و زمان مورد نیاز برای پاسخ به پایداری ایستا را توصیف می کند. به عبارت دیگر، پایداری دینامیکی روشی را توصیف می کند که در آن گلایدر هنگام پاسخ به پایداری ایستا نوسان می کند. گلایدری که پایداری دینامیکی و استاتیکی مثبت را نشان می دهد با گذشت زمان از نوسانات خود می کاهد. یک گلایدر که پایداری دینامیکی منفی را نشان می دهد، وضعیت مخالف است. نوسانات آن با گذشت زمان به دنبال جابجایی دامنه افزایش می یابد. گلایدری که پایداری دینامیکی خنثی را نشان می دهد، نوساناتی را تجربه می کند که بدون افزایش یا کاهش در طول زمان در همان دامنه باقی می مانند.
پایداری استاتیکی و دینامیکی هر دو به ویژه برای کنترل گام در محور جانبی مهم هستند. اندازه گیری پایداری در این محور به عنوان پایداری طولی شناخته می شود. گلایدرها به گونه‌ای طراحی شده‌اند که کمی دماغه سنگین داشته باشند تا پایداری طولی آنها بهبود یابد. این باعث می شود که گلایدر در طول پرواز عادی به سمت پایین بینی گرایش پیدا کند. تثبیت کننده افقی روی دم روی AOA کمی منفی نصب شده است تا این تمایل را جبران کند. هنگامی که یک گلایدر با ثبات دینامیکی نوسان می کند، دامنه نوسانات باید در هر چرخه کاهش یابد و در نهایت به سرعتی برسد که در آن نیروی رو به پایین روی دم دقیقاً تمایل به شیرجه را خنثی کند.
تنظیم تریم به حفظ نگرش زمین مطلوب کمک می کند. یک گلایدر با پایداری طولی استاتیکی و دینامیکی مثبت، زمانی که نیرویی که آن را جابجا کرده از بین می‌رود، تمایل دارد به وضعیت زمین کوتاه‌شده بازگردد. اگر گلایدر ثبات منفی را نشان دهد، نوسانات در طول زمان افزایش می یابد. در صورت عدم تصحیح، پایداری منفی می تواند بارهای بیش از محدودیت های طراحی گلایدر را ایجاد کند.
عامل دیگری که برای پایداری طولی یک گلایدر حیاتی است، بارگذاری آن در رابطه با CG است. CG گلایدر نقطه ای است که کل نیروی گرانش در نظر گرفته می شود. هنگامی که گلایدر به طور نامناسب بارگیری می شود به طوری که از حد CG عقب فراتر می رود، پایداری طولی را از دست می دهد. به عنوان سرعت هوایی د
چین می خورد، بینی گلایدر بالا می رود. برای بازیابی، ورودی های کنترلی باید اعمال شوند تا بینی را مجبور به پایین آوردن برای بازگشت به حالت پروازی هموار کند. این امکان وجود دارد که گلایدر بتواند آنقدر عقب تر از حد مجاز بارگذاری شود که ورودی های کنترلی برای جلوگیری از بالا آمدن دماغه کافی نباشد. اگر اینطور بود، گلایدر می توانست وارد چرخشی شود که بهبودی از آن غیرممکن بود. بارگیری یک گلایدر با CG خیلی به جلو نیز خطرناک است. در موارد شدید، گلایدر ممکن است کنترل کافی برای بالا نگه داشتن دماغه در هنگام نزدیک شدن به فرود نداشته باشد. به این دلایل، مهم است که قبل از هر پرواز مطمئن شوید که گلایدر در محدوده وزن و تعادل قرار دارد. بارگذاری مناسب یک گلایدر و اهمیت CG بیشتر در فصل 5، محدودیت های عملکرد مورد بحث قرار گرفته است.
بال بال زدن
یکی دیگر از عواملی که می تواند بر توانایی کنترل گلایدر تأثیر بگذارد فلاتر است. فلاتر زمانی اتفاق می افتد که ارتعاشات سریع از طریق سطوح کنترلی در حالی که گلایدر با سرعت بالا حرکت می کند، ایجاد می شود. شل بودن سطوح کنترلی می تواند منجر به بال زدن در حین پرواز با حداکثر سرعت شود. عامل دیگری که می تواند سرعت هوایی را که در آن فلاتر می تواند رخ دهد کاهش دهد، اختلال در تعادل سطوح کنترل است. اگر لرزش در سطوح کنترل احساس شد، سرعت هوا را کاهش دهید.
پایداری جانبی
نوع دیگری از پایداری که تمایل گلایدر را برای بازگشت به پرواز در سطح بال پس از جابجایی توصیف می کند، پایداری جانبی است. هنگامی که یک گلایدر به داخل یک بانک غلت می خورد، تمایل به لغزش در جهت بانک دارد. به عنوان مثال، در اثر وزش باد، بال گلایدر بلند می شود و گلایدر شروع به غلتیدن می کند. زاویه حمله به بال رو به پایین افزایش می یابد زیرا بال به سمت پایین حرکت می کند و اکنون هوا از کنار آن به سمت بالا حرکت می کند. این باعث می شود که لیفت در این بال افزایش یابد. در بال رو به بالا، برعکس در حال وقوع است. زاویه حمله کاهش می یابد زیرا بال به سمت بالا حرکت می کند و هوا از کنار آن به سمت پایین حرکت می کند. بنابراین بالابر روی این بال کاهش می یابد. این یک ضد گشتاور تولید می کند که حرکت غلتشی را کاهش می دهد، اما گلایدر را به سطح بال باز نمی گرداند زیرا با توقف گلایدر اثر متوقف می شود. برای به دست آوردن ثبات جانبی، دو وجهی در بال ها طراحی می شود.
دو وجهی زاویه رو به بالا بالها از یک محور افقی (نمای جلو/عقب) هواپیما است. هنگامی که یک گلایدر در امتداد پرواز می کند و با تلاطم مواجه می شود، دو وجهی با ایجاد برافراشته بیشتر برای بال پایینی و کاهش بالابر روی بال برجسته، ثبات جانبی مثبتی را ایجاد می کند. با پایین آمدن یک بال، به عمود بر سطح و سطح نزدیکتر می شود. از آنجا که به تراز و عمود بر نیروی وزنه نزدیکتر است، بالابر تولید شده مستقیماً با نیروی وزنه مخالف است. این باید فوراً با بال بالاتر و اکنون متحرک تر که به نیروی وزن اشاره دارد مقایسه شود. برآمدگی بال بالاتر نسبت به نیروی وزن اکنون به دلیل زاویه برداری کمتر است. این عدم تعادل بالابر باعث می شود که بال پایین با پایین آمدن بال پایین تر تا زمانی که بالابر یکسان شود، بالا بیاید و در نتیجه پرواز همسطح می شود.
محور طولی هواپیما کم و بیش یک خط مستقیم از طریق مخروط دماغه هواپیما یا هاب پایه هواپیما و نقطه انتهایی بدنه است (مرکز ثقل هواپیما معمولاً در امتداد یا کمی بالاتر/زیر این خط نیز قرار دارد). این محوری است که هواپیما به دور آن می چرخد ​​و توسط هواپیماها کنترل می شود. محور جانبی موازی با بال ها است و از مرکز ثقل هواپیما می گذرد. این محوری است که هواپیما در اطراف آن قرار می گیرد که توسط آسانسورها کنترل می شود. در نهایت، محور عمودی "عادی" (عمود در تمام جهات به) صفحه هندسی است که توسط محورهای طولی و جانبی، موازی با بردار بالابر اولیه هواپیما و (در پرواز در سطح) بردار وزن آن تشکیل شده است. این محوری است که هواپیما به دور آن می چرخد ​​و توسط سکان کنترل می شود.
چرخش حول هر یک از محورها وظیفه یک مجموعه متصل از سطوح کنترلی است که در بالا ذکر شد. پایداری در همان محور، که تقریباً به این صورت تعریف می‌شود که آن خطی که از هواپیمای شما می‌گذرد و در یک جهت قرار می‌گیرد، وظیفه دو سطح دیگر در هماهنگی است، اما در درجه اول آن چیزی است که نقاط انتهایی آن محور را به بالا یا پایین حرکت می‌دهد. هواپیما. بنابراین، آسانسورها چرخش جانبی را برای دستیابی به پایداری طولی و بالعکس برای ایلرون ها فراهم می کنند.
برای محور عمودی کمی متفاوت است، زیرا اگر هواپیمای شما هم از نظر طولی و هم از جهت جانبی پایدار است، همچنین "از لحاظ عمودی پایدار" است، با این حال هواپیما از نظر طولی و جانبی پایدار است، اما کاملاً خارج از کنترل است، در یک "چرخش صاف". بنابراین پایداری در محور عمودی ثانویه به "پایداری جهتی" است که محور طولی را در جهت خاصی در امتداد صفحه هندسی تشکیل شده توسط محورهای جانبی و طولی نگه می دارد. در این حالت سکان هم انحراف را کنترل می کند و هم ثبات جهت را فراهم می کند.
علاوه بر سطوح کنترلی، وزن و به خصوص مرکز ثقل هواپیما در پایداری مهم است. در حالت ایده‌آل، بیشتر هواپیماهای کوچک در پرواز همسطح، زمانی که CG هواپیما دقیقاً روی خط مرکزی هواپیما (بین نوک دماغه و نوک دم) و کمی جلوتر از مرکز بالابر هواپیما قرار دارد، پایدارتر هستند. بستگی به زاویه حمله بال دارد اما معمولاً به ضخیم ترین نقطه در مقطع بال نزدیک است). در این پیکربندی، در حالی که هواپیما به طور معمول به سمت جلو حرکت می کند، از جریان بال ها بر روی بالای تثبیت کننده افقی، سطح دماغه را حفظ می کند. در استال، پیکربندی خفیف دماغه همراه با تثبیت کننده های عقب باعث می شود دماغه به آرامی به سمت پایین حرکت کند و جریان هوای عادی را بازیابی کند و به خلبان اجازه بهبودی بدهد.
اگر CG خیلی جلوتر باشد، خلبان باید برای حفظ سطح بینی، گام به سمت بالا یا تریم را اعمال کند. این امر میزان سفری را که برای انجام آن در دسترس خواهد بود کاهش می‌دهد و در غرفه، هواپیما به شدت پایین می‌آید و ممکن است آسانسور نیروی کافی برای خروج خلبان از شیرجه را نداشته باشد.
اگر CG خیلی دور باشد، هواپیما می خواهد دائماً دماغه خود را بالا ببرد و خلبان باید از آسانسور یا تریم رو به پایین استفاده کند. در یک غرفه، یک هواپیما با CG عقب به سمت پایین نمی رود و خلبان قادر به بازگرداندن جریان هوای عادی روی بال ها نمی شود. این امر به ویژه در یک غرفه ناهماهنگ با نام اسپین خطرناک است. مرکز ثقل عقب در ترکیب با رانش به جلو موتور هواپیما را در چرخش "تثبیت" می کند و بازیابی را غیرممکن می کند.
اگر CG از خط مرکزی هواپیما خارج شود، هواپیما تمایل دارد به سمت سنگین تر خود بچرخد. این با ایلرون یا تریم بادی جبران می‌شود، و برای اکثر پروازهای روزمره راحت‌ترین راه برای جبران است، اما می‌تواند باعث رفتار غلتشی ناآشنا و تمایل به پایین رفتن شود، که خلبان باید از آن آگاه باشد و آن را اصلاح کند.
پایداری جانبی، پایداری غلتشی است: تمایل هواپیما برای کاهش غلتش و بازگشت به حالت عمودی، مگر اینکه به طور مداوم در موقعیت خود به عنوان مثال حفظ شود. هواکش ها (این معمولاً جزئی است.)
پایدری طولی، پایداری زمین است: تمایل هواپیما برای کاهش شیب خود و بازگشت به یک موقعیت تراز (حداقل نسبت به جهتی که در حال حرکت است) مگر اینکه با مواردی مانند مقابله شود. آسانسورها
پایداری جهت (همچنین به عنوان پایداری عمودی شناخته می شود) پایداری انحرافی است: تمایل هواپیما برای کاهش انحراف خود و بازگشت به موقعیت مستقیم (حداقل نسبت به جهتی که در حال حرکت است) مگر اینکه به عنوان مثال با آن مقابله شود. سکان
همه اینها برای اجتناب از نیاز به انجام مداوم تنظیمات کوچک و دقیق برای همه کنترل ها ضروری است.

چرا از توربو راکت های هوایی در جنگنده های نظامی استفاده نمی شود؟

حتما فکر کردین کهچرا از موتورهای توربورکت هوایی در جنگنده های جت استفاده نمی شه خوب هواپیمای راکتی یا هواپیمای موشکی به هواپیمایی گفته می شود که گاهی علاوه بر موتورهای جت تنفسی، از موتور موشک برای رانش استفاده می کنه . هواپیماهای راکتی می‌توانند به سرعت‌های بسیار بالاتری نسبت به هواپیماهای جت با اندازه مشابه دست پیدا کنه، اما معمولاً حداکثر برای چند دقیقه و زمان محدود کارکردن با موتور و به دنبال آن یک پرواز با سر و صدا. بدون نیاز به اکسیژن از جو، آنها برای پرواز در ارتفاع بسیار بالا مناسب هستند. آنها همچنین قادر به ارائه شتاب بسیار بالاتر و برخاست کوتاهتر هستند. بسیاری از هواپیماهای راکتی ممکن است از هواپیماهای ترابری پرتاب شوند، زیرا برخاستن از زمین ممکن است زمان کافی برای رسیدن به ارتفاعات را نداشته باشند.حتما روی هواپیماهای ترابری یا بویینگ 747 دیدین
راکت‌ها صرفاً برای کمک به نیروی محرکه اصلی به شکل برخاستن با کمک جت (JATO) که به عنوان برخاست با کمک موشک (RATO یا RATOG) نیز شناخته می‌شود، استفاده شده‌اند. همه هواپیماهای راکتی مانند هواپیماهای "معمولی" برخاست معمولی ندارند. برخی از انواع از هواپیمای دیگر با هوا پرتاب شده اند، در حالی که انواع دیگر به صورت عمودی - دماغه در هوا و دم به زمین دم نشین
به دلیل استفاده از پیشران های سنگین و سایر مشکلات عملی راکت ها، اکثر هواپیماهای راکتی برای استفاده آزمایشی یا تحقیقاتی، به عنوان جنگنده های رهگیر و هواپیماهای فضایی ساخته شده اند.
توربوروکت هوا نوعی موتور جت سیکل ترکیبی است. طرح اولیه شامل یک ژنراتور گاز است که گاز فشار بالا تولید می کند که مجموعه توربین/کمپرسور را به حرکت در می آورد که هوای اتمسفر را به داخل محفظه احتراق فشرده می کند. سپس این مخلوط قبل از خروج از دستگاه از طریق نازل و ایجاد نیروی رانش، سوزانده می شود.
انواع مختلفی از توربوروکت های هوا وجود دارد. انواع مختلف به طور کلی در نحوه عملکرد بخش ژنراتور گاز موتور متفاوت است.توربوروکت نوعی موتور هواپیما است که عناصر یک موتور جت و یک موشک را ترکیب می کند. معمولاً شامل یک فن چند مرحله‌ای است که توسط یک توربین هدایت می‌شود، که توسط گازهای داغ خروجی از یک سری موتورهای موشک‌مانند کوچک که در اطراف ورودی توربین نصب شده‌اند به حرکت در می‌آید. گازهای خروجی توربین با هوای تخلیه فن مخلوط می شوند و با هوای کمپرسور قبل از خروج از طریق یک نازل پیشران همگرا-واگرا می سوزند.
توربوروکت های هوایی اغلب با نام های توربورام جت، راکت های توربورام جت، گسترش دهنده های توربوروکت و بسیاری دیگر شناخته می شوند. از آنجایی که هیچ اتفاق نظری در مورد اینکه کدام نام برای کدام مفاهیم خاص اعمال می شود وجود ندارد، منابع مختلف ممکن است از یک نام برای دو مفهوم متفاوت استفاده کنند
من احساس می‌کنم توربورکت‌های هوا ارزان‌تر از یک توربین گازی خالص در پیکربندی جت جنگنده خواهند بود. چرا هیچ کس این ایده را دنبال نمی کند؟مزیت این تنظیم افزایش ضربه خاص نسبت به موشک است. برای همان جرم پیشرانه حمل شده به عنوان موتور موشک، خروجی کلی توربورکت هوا بسیار بیشتر است.
از آنجایی که بیشتر «جت‌جنگ‌ها» از موتورهای جت (یا فن‌های توربوی بای‌پس کم) استفاده می‌کنند، به نظر نمی‌رسد این روش واقعاً راه ارزشمندی برای دنبال کردن باشد، نه از موشک.
علاوه بر این، رانش را در محدوده سرعت بسیار گسترده‌تری نسبت به رم جت فراهم می‌کند، اما کنترل آن بسیار ارزان‌تر و آسان‌تر از موتورهای توربین گاز است.
رم جت، که گاهی اوقات به عنوان یک اجاق گاز پرنده یا آتودید (مجرای ترمودینامیکی هوا) نامیده می شود، نوعی موتور جت تنفس کننده هوا است که از حرکت رو به جلو موتور برای فشرده سازی هوای ورودی بدون کمپرسور محوری یا کمپرسور گریز از مرکز استفاده می کند. از آنجایی که رم جت ها نمی توانند نیروی رانش را با سرعت هوایی صفر تولید کنند، نمی توانند هواپیما را از حالت سکون حرکت دهند.
تعداد بسیار کمی از هواپیماهای رمجت وجود دارد، بنابراین توربوروکت هوایی زمانی که به دنبال موتورهایی برای جایگزینی می‌گردد، بازار نسبتاً کمی خواهد داشت.
توربوكتور هوا نوعي موتور جت چرخه تركيب است. طرح اصلی شامل ژنراتور گاز است که گاز فشار زیادی تولید می کند و مجموعه ای از توربین / کمپرسور را هدایت می کند که هوای جوی را به محفظه احتراق فشرده می کند. سپس این مخلوط قبل از خارج شدن از دستگاه از طریق نازل و ایجاد رانش ، سوخته می شود.
انواع مختلف توربوکت هوا وجود دارد. انواع مختلف آن به طور کلی در نحوه عملکرد بخش تولید کننده گاز موتور متفاوت است.
غالباً از توربوک های بادی به عنوان توربورم جت ، موشک توربورامجت ، توربو بوکت و بسیاری دیگر نام برده می شود. از آنجا که در مورد اینکه کدام یک از مفاهیم خاص استفاده می شود اتفاق نظر وجود ندارد ، منابع مختلف ممکن است برای دو مفهوم مختلف از همان نام استفاده کنند.
مزایای این تنظیم ضربه ویژه نسبت به موشک افزایش می یابد. برای همان جرم حمل شده پیشرانه به عنوان موتور موشک ، خروجی کلی توربوکرت هوا بسیار بیشتر است. علاوه بر این ، قدرت رانش را در محدوده سرعت بسیار بیشتری نسبت به رمجت فراهم می کند ، اما کنترل آن بسیار ارزان تر و آسان تر از موتور توربین گاز است. توربروکت هوا (از نظر هزینه ، قابلیت اطمینان ، ناهمواری و مدت زمان رانش) بین موتور موشک سوخت جامد و موتور توربین گاز برای کاربردهای موشکی جایگاهی را پر می کند.
A توربروکت نوعی موتور هواپیما است که عناصر موتور جت و را با هم ترکیب می کند موشک . به طور معمول شامل یک فن چند مرحله ای است که توسط یک توربین هدایت می شود و توسط گازهای داغی که از یک سری موتورهای موشکی مانند کوچک در اطراف ورودی توربین سوار می شوند ، هدایت می شود. گازهای خروجی توربین با هوای تخلیه فن مخلوط می شوند و قبل از خاموش شدن از طریق نازل پیشرانه همگرا-واگرا .
با هوا از کمپرسور احتراق می شوند جو ، اکسیژن برای سوزاندن سوخت جت کافی نیست. ایده پشت توربروکت تکمیل اکسیژن اتمسفر با یک منبع داخلی است. این اجازه می دهد تا در ارتفاع بسیار بالاتر از حد مجاز موتور معمولی کار کنید.
طراحی توربروکت ترکیبی از مزایا و معایب را به همراه دارد. این یک موشک واقعی نیست ، بنابراین نمی تواند در فضا کار کند. خنک کردن موتور مشکلی ندارد زیرا مشعل و گازهای خروجی داغ آن در پشت پره های توربین قرار دارند.
یک توربو جت هوا ، شامل ؛ 1. کمپرسور ، 2. جعبه دنده ، 3. خطوط هیدروژن و اکسیژن ، 4. ژنراتور گاز ، 5. توربین ، 6. انژکتور سوخت مشعل رم ، 7. احتراق اصلی ، 8. نازل هستش
موتور توربو جت هوا یک چرخه ترکیبی است موتوری که جنبه های موتورهای توربوجت و رمجت را ادغام می کند. توربورام جت یک موتور هیبریدی است که اساساً متشکل از توربوجت است که در داخل رمجت نصب شده است. هسته توربوجت در داخل مجاری سوار شده است که شامل یک محفظه احتراق در پایین دست نازل توربوجت است. توربوجت را می توان هنگام برخاست و در هنگام پرواز با سرعت پایین در حالت توربوجت اجرا کرد اما سپس به حالت رمجت تغییر داد تا به تعداد بالای Mach برسد.
عملکرد موتور با استفاده از فلپ های بای پس واقع در پایین دست دیفیوزر کنترل می شود. در هنگام پرواز با سرعت کم ، فلپ های قابل کنترل مجرای بای پس را بسته و هوا را مستقیماً وارد قسمت کمپرسور توربوجت می کنند. در طول پرواز با سرعت بالا ، فلپ ها مانع از ورود توربوجت می شوند و موتور مانند رمجتس با استفاده از محفظه احتراق عقب برای تولید رانش کار می کند. موتور هنگام پرواز و هنگام صعود به ارتفاع به صورت توربوژ شروع به کار می کند. با رسیدن به سرعت زیاد زیر صوت ، بخشی از موتور در پایین دست توربوجت بعنوان پس سوز برای تسریع هواپیما بالاتر از سرعت صدا استفاده می شود.
در سرعت های پایین تر ، هوا از ورودی عبور می کند و سپس توسط کمپرسور محوری فشرده می شود. این كمپرسور توسط یك توربین 95 انجام می شود كه از گاز داغ و فشار زیاد محفظه احتراق تأمین می شود. این جنبه های اولیه بسیار شبیه به عملکرد توربوجت است ، با این حال ، تفاوت های زیادی وجود دارد. اولین مورد این است که احتراق در توربو جت اغلب از جریان اصلی هوا جدا نیست. در احتراق توربورام جت به جای ترکیب هوای کمپرسور با سوخت برای احتراق ، ممکن است از هیدروژن و اکسیژن که در هواپیما حمل می شود ، به عنوان سوخت احتراق استفاده کند.
هوای فشرده شده توسط کمپرسور ، بخش احتراق و توربین موتور را که در آن با اگزوز توربین مخلوط می شود ، دور می زند. اگزوز توربین می تواند به گونه ای طراحی شود که از نظر سوخت غنی باشد (یعنی احتراق تمام سوخت را نمی سوزاند) که در صورت مخلوط شدن با هوای فشرده ، مخلوطی از سوخت و هوای گرم ایجاد می شود که آماده سوختن دوباره است. سوخت بیشتری به این هوا تزریق می شود و در آنجا دوباره سوزانده می شود. اگزوز از طریق نازل پیشرانه خارج می شود و باعث ایجاد رانش می شود.
شرایط استفاده از توربو جت
موتور توربورام جت در هنگام محدودیت فضا استفاده می شود ، زیرا فضای کمتری را اشغال می کند فضا نسبت به موتورهای جداگانه رمجت و توربوجت. از آنجا که یک رمجت قبل از شروع کار باید از قبل با سرعت بالا حرکت کند ، هواپیمای مجهز به رمجت قادر به پرواز از باند با قدرت خود نیست. این مزیت توربوجت است که عضوی از خانواده موتورهای توربین گاز است. توربوجت صرفاً به حرکت موتور برای فشرده سازی جریان هوای ورودی متکی نیست. در عوض ، توربوجت شامل برخی از ماشین آلات چرخشی اضافی است که هوای ورودی را فشرده می کند و به موتور اجازه می دهد تا هنگام برخاست و با سرعت پایین کار کند. برای جریان بین 3 و 3/5 ماخ در حین پرواز کروز ، سرعتی که توربوجت به دلیل محدودیت های دمایی پره های توربین قادر به کار نیست ، این طراحی توانایی کار کردن از سرعت صفر تا بیش از 3 ماخ را با استفاده از بهترین ویژگی های هر دو فراهم می کند. توربوجت و رمجتت به یک موتور منفرد تبدیل می شوند

[rohamavation]

: انواع ولوهای دستی در سیستم سوخت هواپیما

سه نوع اصلی از ولو دستی وجود داره که در سیستم های سوخت هواپیما استفاده میشن . دریچه مخروطی و ولو نوع پاپت معمولاً در هواپیماهای سبک هوانوردی عمومی به عنوان دریچه های انتخاب کننده سوخت استفاده میشه. دریچه های دروازه در هواپیماهای دسته حمل و نقل به عنوان دریچه های خاموش استفاده میکنند
شیر مخروطی که به آن شیر پلاگین نیز میگن که یک مخروط برنجی یا نایلونی قابل چرخش در آن قرار می گیره. مخروط به صورت دستی توسط خلبان با یک دسته متصل می چرخه. گذرگاه ها از طریق مخروط ماشین کاری می شوند تا با چرخش آن سوخت بتواند از منبع انتخاب شده به موتور جریان یابد. این زمانی اتفاق می افته که گذرگاه با پورت ورودی سوخت مورد نظر که در محفظه ماشین کاری شده تراز می شود.
دریچه های پاپت
شیرهای سلکتور نیز معمولاً از نوع پاپت هستند. همانطور که دسته در این شیر چرخانده میشه یک بادامک روی شفت متصل شده پاپپت را از روی صندلی پورت مورد نظر که انتخاب شده است بلند می کنه. در همان زمان poppets به کمک فنر پورت هایی را که انتخاب نشده اند می بندند. هنگامی که بادامک یک سوراخ را به طور کامل از روی نشیمنگاه خود فشار می ده دریچه را در موقعیت خود قفل می کنه
سروو سوخت یک واحد اندازه گیری سوخت و هوا در سیستم تزریق سوخت است.
جریان هوا به لوله های ورودی سیلندرهای موتور از طریق بدنه دریچه گاز و سوپاپ پروانه ای در سروو کنترل می شود. حرکات دریچه گاز خلبان به طور مستقیم میزان هوای ورودی به موتور را کنترل می کند. این شیر پروانه ای شبیه شیر پروانه ای در کاربراتور است. بدنه دریچه گاز با یک ونتوری در داخل ساخته شده است. دوباره شبیه به آنهایی که در کاربراتور هستند.
با این حال ونتوری در سروو سوخت تنها برای ارائه تنظیمات فشار هوا به محفظه داخلی در بخش کنترل سوخت سروو وجود دارد نه برای ایجاد مکش نازل برای تخلیه سوخت مانند کاربراتور.
جریان سوخت توسط شیر توپی سروو سوخت که در قسمت تنظیم کننده سوخت سروو قرار دارد کنترل می شود. شیر توپی توسط یک سری دیافراگم و فنر تنظیم می شود. دیافراگم ها برای اجازه دادن به فشارهای مخالف ورودی (ضربه) در مقابل هوای ونتوری و فشار اندازه گیری شده در مقابل فشار غیرمنتظره سوخت استفاده می شوند تا دائماً مقدار سوخت ارسال شده به نازل ها را تنظیم کنند.
ما کارگاه هواپیما داشتیم که در مورد ولو سوخت , و پمپ سوخت میخواست توضیح بدهند خوب با امکانات زیاد ما گاهی مجبور هستیم فقط تصاویر ان را ببینیم,و اکثر قطعات کهنه و فرسوده که نمیتونی دست بزنی امکان خرابی و اینکه جایگزینش سخته انگار وارد موزه میشی بچه ها این منیفولد هیدرولیکی که جریان سیال را بین پمپ ها و محرک ها و سایر اجزای موجود در سیستم هیدرولیک تنظیم میکنه اینم مربوط به سوخت اینم هواستخوب این توکتاب هم هست بگین همونو بخونیم .و اکثر مدلهای جت فقط تصویرشو میبینیم حالا قطعات داخلش چیه بماند . کونیکال ولو -دریچه های پاپت-ولو دروازه و ولو پلاگین-یک سوپاپ برگشت امکان تخلیه یک طرفه سوخت را به مخازن اصلی فراهم می کنه سوپاپ فلپر سوپاپ باز چرخشی سوخت همچنین به عنوان سوپاپ چک فلاپ چرخان میگیم ولو پرایمر سوخت سوپاپ سوخت هواپیما است که برای سوخت رسانی به مخزن و تبخیر مستقیم آنها به سیلندر استفاده میشه.نصب گیج فشار سوخت-پمپ سوخت و در استفاده از پرایمینگ موتور تزریق سوخت قبل از راه اندازی استفاده میشه.پمپ های اجکتوری-پمپ های الکتریکی ضربان دار-پمپ های سوخت پره ای
رایج ترین انواع پمپ های سوخت که در هواپیماهای با موتور رفت و برگشتی دیده می شود خوب اینم امکانات ما پمپ سوخت سسنا (دوکز) 172وو
پمپ سوخت موتوری Cessna 172 182 Piper




اینم کاربراتورش





خوب برام این کلاسها و کارگاهها خیلی جذاب تر هستند تا تئوری .فقط استاد بزاره خودمون باز کنیم و ببندیم نه که بیاد فقط خودش توضیح بده .نمیدونم از احتمال خرابی و شکستگی توسط ماها میترسند .چی بگم .بازم خوبه .خوب تعجب نکنید اون لوله ها معلوم هستند چیه لوله های نارنجی بزرگ زیادی وجود دارد. این لوله اسکات هست و برای حرکت هوا در محفظه موتور استفاده میشن میبینید بچه ها خوب بزارین خانم ها هم ببینند .اقای ...لطفا دست نزن بگو برات توضیح بدم /استاد خوب اون بلک تیوپ چیه همون که کنار منیفولد اگزوهست بعد میگه

شلنگ سیاه نازک‌تر با بافت بیرونی صاف معمولاً چیزی با هوای کم فشار یا مکش مانند یک خط خلاء که از پمپ خلاء به دیوار آتش میره یا یک خط فشار منیفولد که از موتور به دیوار آتش میره به لوله های زنگ زده ای که از پایین موتور خارج میشن نگاه کنید اینها لوله های اگزوز هستند به خطوط نقره ای با اتصالات آبی توجه کنید. این خطوط پرایمر هستند. در پایین سمت چپ یک خنک کننده روغن قرار داره. یک لوله اسکات هم وجود داره که هوا را به کولر میاره و دو خط به داخل و خارج میشن سخت نیست راحت میفهمید اقای حسامی راد من حریف شما نمیشم خواهش دارم بگو سوالت را لطفا به شمع دست نزنید خوب استاد کلا چند تا اسپارک پلاگ داره اخه 4 سیلندره دیگه خوب چرا 8 تا داره سوال خوبی بود چون از نظر اطمینان بهتر و قدرت بیشتری داره در ضمن کامل .و سریعتر سوخت میسوزه در ضمن 20000 ولت ولتاژ اعمال میشه استاد حالا نمیشه باز کنید ببینیم در ضمن تو جت چطوریه .خوب تو اونجا همینه با اعمال 45000 ولت توربین های گاز دارای اسپارک پلاگ جمع شونده دارند که در دو یا سه کامباسشن چمبر نصب شده اند خوب جرقه زن ها به محض اینکه گاز خروجی به دمای معینی رسید توسط FADEC خاموش می شوند زیرا دیگر مورد نیاز نیستن اینم تو جت .استاد ببخشید پمپ دستی JFS در F-16 چگونه کار می کند؟ اقای حسامی و محمدی اینجا اف 16 هست فشار هیدرولیک از اکومولاتورها نه گاز فشرده شروع به چرخش می کنه. شما دو چنین انباشته کننده دارین. می توانید یکی را رها کنید و اگر شکست خوردین دیگری را رها کنین و دوباره امتحان کنین. می توانید هر دو را به یکباره تخلیه کنید و زمان بیشتری برای تعامل JFS فراهم کنید. اگر هر دو را رها کرده اید بدون موفقیت می توانید یک دسته t شکل را روی یک پمپ هیدرولیک دو کاره در چاه چرخ پورت قرار دهید و به صورت دستی آکومولاتورها را فشار دهید و دوباره امتحان کنید. انجام این کار تقریباً معادل 150 یا بیشتر فشار است. اخه پسر خوب از کجا می دانم بچه ها من میپرسم وقتی مخزن سوخت یک سسنا 172 در حین پرواز افقی خلاء (جزئی) شود چه اتفاقی می افتد؟
فرض کنید در حال پرواز با یک هواپیمای بال با موتور پیستونی (سسنا 172) هستیم که از کاربراتور استفاده می کند.
وقتی مخزن سوخت یک سسنا 172 در حین پرواز افقی خلاء (جزئی) شود چه اتفاقی می افتد؟اقا میشه راهنمایی کنین شما بگو ببینم منم گفتم تهویه سوخت هواگیری سیستم سوخت برای عملکرد سیستم ضروری است. مسدود شدن سیستم منجر به کاهش جریان سوخت و در نهایت توقف موتور می شود. تهویه توسط یک خط اتصال از مخزن سوخت سمت راست به مخزن سمت چپ انجام می شود. مخزن سوخت سمت چپ از طریق یک خط دریچه مجهز به یک سوپاپ که از سطح پایین بال چپ در نزدیکی پایه بال بیرون زده خارج می شود. هر دو درپوش پرکننده سوخت نیز دارای تهویه هستند.
سوپاپ انتخابگر سوخت برای برخاستن صعودفرودو مانورهایی که شامل لغزش های طولانی مدت یا لغزش های بیش از 30 ثانیه میشه باید در هر دو موقعیت قرار گیرد. عملیات از مخزن چپ یا راست برای پرواز کروز رزرو شده است.
توجه هنگامی که دسته سوپاپ انتخابگر سوخت در حالت BOTH در پرواز کروز قرار داره اگر بالها دقیقاً در سطح نباشند جریان سوخت نابرابر از هر مخزن ممکن است رخ دهد. سنگینی بال حاصل را می توان با چرخاندن دسته سوپاپ انتخابگر به مخزن در بال "سنگین" به تدریج کاهش داد. اندازه گیری زمان لازم برای مصرف تمام سوخت در یک مخزن عملی نیست و پس از تعویض به مخزن مقابل انتظار مدت زمان مساوی از سوخت باقی مانده را داشته باشید. فضای هوایی در هر دو مخزن سوخت توسط یک خط دریچه به هم متصل است و بنابراین زمانی که مخازن تقریباً پر هستند و بال‌ها همسطح نیستند می‌توان انتظار داشت سوخت بین مخزن‌ها کاهش یابد.افرین اقای حسامی
این یک خط مرجع تقویت کننده است که هوای سوپرشارژ شده (عرشه بالایی) را برای اتمیزه کردن مخلوط به انژکتور می برد. موتورهای تنفس طبیعی به این نیاز ندارند زیرا اختلاف فشار مثبتی بین منیفولد ورودی و جو محیط وجود ندارد.
ولی انتظار اونکه ما دانشجویان فردا بریم جت تعمیر کنیم یا طراحی کنیم یا سازه بسازیم یا یه سانحه رو تشریح کنیم کلا من فکر نکنم نهایتش فرودگاه گلبهار مشهد میبرن 4 تا فطعه رو توضیح میدن باید اونجا پیش تکنسین ها و مهندسان و تعمیرکاراش دوره ببینیم تازه با قطعات و عیب یابی ها اشنا بشیم .تا چیزی خودت باز نکنی نبندی عیبشو و مشکلشو پیدا نکنی با تئوری که نمیفهمی .نمیگم از پایه یاد نیگریم منظورم اونه همراه ازمایش همراه عملی وگرنه فایده نداره .منم که میخوام طراح موتورهای جت بشم همینطور هست .باید موتور ببینم .قطعات از نزدیک ببینم خودم باز کنم ببندم .فن کمپروسور کامباستور توربین میکسر و نازل ویاتاقان روتور اسپول گیر باکس و اسپیسرو نازل اورایفیس واینگایتروآستین و دیفیوزر -اگزوز-اسپارک پلاگ بوش پین های تراز و محفظه احتراق و هزارن قطعه که یادم نیست فکر کنم تا 25000 تا 40000قطعه تشکیل شده .هست .;کم نیست roham hesami rad designer of the future jet engines and lover of jet engines
[/quote]

برای تولید سوخت متان و اکسیژن با کیفیت موشک از جو مریخ چه چیزی لازم است؟

تا حالا فکر کردین حمل سوخت در موشک برای برگشتاز مریخ ناشدنی و خیلی دشواره تا جایی که من می بینم این شامل سوالات فرعی نیز می شود
چه مقدار سوخت از سطح مریخ تا LMO (مدار پایین مریخ) مورد نیاز است؟
چه مقدار سوخت از LMO برای فرار و گرفتن زمین لازم است؟${\displaystyle \Delta v=v_{\text{e}}\ln {\frac {m_{0}}{m_{f}}}=I_{\text{sp}}g_{0}\ln {\frac {m_{0}}{m_{f}}}}$
خوب از خود مریخ چی از منابع خودش استفاده کنیم چه کسری از موشک مایعی که از مریخ برای بازگشت به زمین پرتاب می شود سوخت خواهد بود؟شما می توانید معادله موشک را برای محاسبه سریع کسر سوخت خود برای هر $\Delta v$ داده شده در نظر بگیرم
. شکل اصلی کارم $m_0$ جرم شروع؛ $m_1$ جرم نهایی؛ $v_\text{e}$ سرعت خروج موثر پیشرانه) $\Delta v = v_\text{e} \ln \frac {m_0} {m_1}$
و کسر سوخت $M_f=\frac{m_0-m_1}{m_0}$ را معرفی کنید
$M_f = 1-\frac {m_1} {m_0}=1-e^{-\frac{\Delta V}{ v_\text{e}}}$(خسته تر از آن هستم ولی ادامه میدم)
Mars Direct می خواهد از متان و اکسیژن تولید شده در محل برای بازگشت استفاده کند. ISP این ترکیب سوخت 368.9s است. که برابر است با سرعت موثر اگزوز$368.9\text{s}\cdot \text{g}=3618\frac{\text{m}}{\text{s}}$
.برای بازگشت به زمین حداقل به یک رهگیری نیاز دارم رهام می‌خواهد از مریخ برگردد و درست در جو زمین فرو بروم (بله میدونم که این موضوع پیچیده‌تره بنابراین اگر به این سمت پرواز می‌کنم فقط باید زمین را رهگیری کنم نه اینکه قبل از فرود به مدار بروم
به این ترتیب Δv من $(3800+1400+1060)\frac{\text{m}}{\text{s}}=6260\frac{\text{m}}{\text{s}}$ خواهد بود
.آن را در معادله بالا بمیزارک و دریافت میکنم:
$M_f = 1-e^{-\frac{6260\frac{\text{m}}{\text{s}}}{3618\frac{\text{m}}{\text{s}}}}=0.82$از آنجایی که این یک محاسبه بسیار ایده آل است. من نمی دانم.

خب یک چیز دیگه برای پرتاب یک جسم 1 کیلوگرمی از ارتفاع 100000 فوتی به چه میزان سوخت نیاز است؟و فرضاً بگوییم که می توانیم آن را کاهش دهیم و در عین حال نسبت سوخت/اکسیدکننده به جرم خشک را حفظ کنیم (حدود 10:1) . ما همچنین (به منظور ایجاد یک حد پایین) مقاومت هوا و تلفات گرانشی را نادیده خواهیم گرفت.
ضربان خاص آن حدود 450 ثانیه است بنابراین معادله موشک به ما می گوید که برای رسیدن به سرعت مداری 7800 متر بر ثانیه از استوا شروع می کنیم و با سرعت 250 متر بر ثانیه نسبت به جو به سمت شرق حرکت می کنیم و سرعت اولیه کل آن 750 متر بر ثانیه است. . معادله موشک این را به من میگه
${\displaystyle \Delta v=v_{\text{e}}\ln {\frac {m_{0}}{m_{f}}}}$
یعنی حدود 4500 m/s بنابراین می تونم حل کنم و $m_0/m_f \approx 4.7$ را بدست آورم
اکنون $m_f = 1 + 0.1 * (m_0-m_f)$
(از آنجایی که ما به 1 کیلوگرم محموله به اضافه 1/10 سوخت برای مخزن و موتورها نیاز دارم. بنابراین حل می کنم و $m_f \approx 1.5kg$ می کنم و بنابراین $m_0 \approx 7.5 kg$
بنابراین تحت این مفروضات بسیار خوش بینانه برای پرتاب محموله 1 کیلوگرمی خود به حدود 6 کیلوگرم پیشران (به اضافه 0.5 کیلوگرم تانک و موشک) نیاز دارم
.جو مریخ 96 درصد دی اکسید کربنه. MOXIE با جدا کردن اتم های اکسیژن از مولکول های دی اکسید کربن که از یک اتم کربن و دو اتم اکسیژن تشکیل شدنکار می کنه . و یه محصول زائد به نام مونوکسید کربن در جو مریخ منتشر میشه خوب فرآیند تبدیل به سطوح بالایی از گرما برای رسیدن به دمای تقریباً 1470 درجه فارنهایت (800 سانتیگراد) نیاز داره. برای انجام این کار واحد MOXIE با مواد مقاوم در برابر حرارت ساخته شده فکر کن سال 2038 رهام ماموریتش تموم و عازم زمینه بر اساس برخی محاسبات برای ارسال یک کیلوگرم سوخت از زمین به مریخ موشک های امروزی نیاز به سوزاندن 225 کیلوگرم سوخت در حین ترانزیت دارن پرتاب به مدار پایین زمین پرتاب به سمت مریخ کاهش سرعت برای رسیدن به مدار مریخ و در نهایت کاهش سرعت. به فرود ایمن روی سطح مریخ. ما با 226 کیلوگرم شروع می کنیم و با 1 کیلوگرم پایان می دهیم که نسبت دنده 226:1 را ایجاد می کند. و این نسبت بدون توجه به آنچه ارسال می کنیم یکسان می ماند. برای ارسال یک تن آب یک تن اکسیژن یا یک تن ماشین آلات به 225 تن سوخت نیاز داریم. تنها راه برای دور زدن این محاسبات سخت این است که آب اکسیژن و سوخت خود را در محل قرار دهیم.هنگامی که RASSOR درام های سطل خود را پر کرد بازوهای خود را بالا می برد و به یک مرکز پردازش می رود. برای تخلیه سنگ سنگ ربات به سادگی درام ها را به صورت معکوس می چرخاند و سنگ سنگی از همان اسکوپ های کوچکی که وارد شده بیرون می ریزد. یکی دیگر از تجهیزات بازوی قیف رباتیک وظیفه بعدی را انجام می دهد. باری از سنگ سنگ را تا عرشه کارخانه بالا می کشد و آن را به اجاق منتقل می کند که خودش را می بندد و شروع به گرم شدن می کند. هر مولکول آب متصل به سنگ سنگی توسط یک دمنده گاز خشک خارج می شود و سپس با استفاده از یک لوله متراکم معروف به انگشت سرد جمع آوری می شود.آب فقط برای نوشیدن نیستش همچنین عنصر کلیدی برای سوخت موشکه. با تقسیم مولکول‌های H2O با یک الکترولیز به مولکول‌های گاز هیدروژن (H2) و مولکول‌های گاز اکسیژن (O2) و سپس فشرده‌سازی و مایع کردن هر دوی این گازها به طور جداگانه می‌تونیم سوخت و اکسیدکننده‌ای را که بیشتر در مایعات استفاده می‌شود سنتز کنیم. $\require{mhchem}\ce{2CO2} + \text{energy} → \ce{2CO + O2}$و$2 H₂O can be cracked into 2 H₂ + O₂ by electrolysis
$
تصویر ببین
من می بینم. از اولین مرجع «...فشار خروجی سیستم جمع‌آوری گاز MOXIE توسط دستگاه‌های کنترل جریان ویسکوز (VFCD) محدود می‌شود... دیافراگم‌های دقیق جبران‌شده با دما... در مریخ MOXIE CO2 را با فشاری بین الکترولیز می‌کند. 400 و 760 Torr بنابراین آنها فشار قابل توجهی را حفظ می کنند اما اتمسفر را به داخل پمپاژ می کنند و اجازه می دهند گاز خارج شود غلظت اکسیژن را نظارت می کنند و محصول فشار جزئی O2 و سرعت جریان را به نحوی ادغام می کنند.
CO2 و مقداری هیدروژن به O2 تبدیل می شود و CH4 بسیار ساده به نظر می رسه اما در مورد کیفیت خلوص سوخت تولید شده چطور؟ موشک های نفت سفید از نفت سفید بسیار تصفیه شده استفاده می کنندآیا همچنان با نفت سفید درجه پایین کار می کنند؟ یک موتور موشک متان (مانند Raptor در حال توسعه) و به ویژه موتورهای قابل استفاده مجدد چقدر به ناخالصی های موجود در CH4 حساس است. و O2? آیا تولید سوخت موشک و اکسید کننده کافی خالص در مریخ در مقایسه با تولید مقداری از آن چالش برانگیز است؟ و آیا برای خنک کردن و تحت فشار قرار دادن آنها به مایعات موجود در مخازن سوخت به یک دنده کاملاً نیاز ندارد؟

این زیبایی موتورهای موشک است. (به گفته من می بینم که به عنوان زیبایی مهندسان فقط از وحشت فریاد می زنند.)
$\mathrm{CO_2 + 4\: H_2 \rightarrow CH_4 + 2\: H_2O}.$
$\mathrm{2\:H_2O \rightarrow 2\: H_2 + O_2}$
$\mathrm{CO_2 + 2\:H_2 \rightarrow CH_4 + O_2}.$
جدای از شوخی در واقع کمی حقیقت وجود دارد که مشخصات پیشران موشک آنقدرها هم سخت نیست. به عنوان مثال مشخصات اولیه برای RP-1 فقط مقدار گوگرد و اجزای پلیمریزاسیون را محدود می کند. تقریباً همه چیز می تواند به عنوان سوخت موشک منتقل شود. (Ignition نوشته جان دی. کلارک اطلاعات جالبی در مورد آن دارد.) برای سوخت متان آلودگی احتمالاً هیدروکربن های بزرگتر است که در محدوده نفت سفید قرار می گیرد و در نتیجه هیچ آسیبی ایجاد نمی کند.
MOXIE یک اکسیژن ساز است که CO2 را تقسیم می کند به CO و O2 . این نمودار دارای چیزی است با عنوان کرایو کولر بنابراین من تصور می کنم که در واقع اکسیژن مایع تولید می کند. نکته اینجاست: حتی موشک های معمولی نیز سوخت خود را به طور کامل نمی سوزانند! در واقع به عملکرد کمک می کند. افراطی ترین موشک های هیدروژن سوز مایع هستند که فقط نیمی از سوخت را مصرف می کنند. بنابراین در ترکیب سوخت هیدروکربنی شما باید با سوخت نیمه سوخته با گونه هایی مانند CO مقابله کنید.
حاضر. این بدان معناست که اکسیژن خالص واقعاً چندان مهم نیست و پیشرانه‌های ISRU با خلوص محدود خوب هستند در محدوده‌های معقول. توجه داشته باشید که حتی اگر کمی آلودگی خوب باشدباید مخلوطی همگن در مخازن شما باشد در غیراین صورت باید با ناپایداری تصادفی احتراق مقابله کنید. MOXIE O2
برای موشک ها به اندازه کافی خوب است مسئله اصلی تولید به اندازه کافی از آن است. MOXIE فقط یک آزمایش در مقیاس کوچک است و حتی یک سیستم در مقیاس کامل به ماه‌ها یا سال‌ها نیاز دارد تا سوخت کافی برای صعود دوباره به مدار تولید کند.
در جو مریخ چیه حدود 95.3٪ C 2.7٪ نیتروژن 1.6٪ آرگون و مقداری بخار آب و مقدار زیادی گرد و غبار. اکسیژن مایع تولید شده نباید حاوی یخ یا غبار آب باش اما کمی نیتروژن یا آرگون ضرری نداردآنها نیز مایع خواهند بود. مایع CH4 نباید حاوی یخ یا غبار آب باشد اما کمی نیتروژن یا آرگون در دمای CH4 مایع گازی می شود. CO2 در دماهای LOX و LCH4 جامد است. بنابراین تمام مواد جامد باقیمانده مانند گرد و غبار یخ آب و CO2 منجمد باید حذف شوند.
موتورهای احتراق داخلی متان برای مریخ نوردها در مریخ و ماه. امکان پذیری؟
به نظر می رسد تولید متان و اکسیژن از CO2 جو و خاک یخی در مریخ و از سنگ سنگی یخی در دهانه های قطبی ماه امکان پذیر باشد. پیشنهاد شده است که CH4+O2 نه تنها به عنوان سوخت موشک بلکه برای موتورهای احتراق داخلی (ICE) در مریخ نوردها و سایر ماشین آلات صنعتی در ماه و مریخ نیز قابل استفاده است. مزیت نسبت به موتورهای برقی با انرژی خورشیدی یا RTG این است که یک ICE می تواند تأثیر زیادی نسبت به جرم مورد نیاز برای یک سیستم ارائه دهد. مریخ نوردهای الکتریکی بدون باتری‌های از پیش شارژ شده یا راکتور هسته‌ای به ترتیب کند هستند و با آن‌ها سنگین هستند.
اما آیا یک یخ در خلاء ماه بیش از حد گرم نمی شود؟ آیا جو نازک مریخ برای خنک کردن یک یخ قدرتمند به اندازه یک ماشین کافی است؟ یا اینکه یک موتور احتراق گاز متان و اکسیژن طراحی کاملاً متفاوتی نسبت به ICE بنزینی معمولی داردشاید با اگزوز گاز داغ مانند موشک؟
شما تولید انرژی را با ذخیره انرژی اشتباه می گیرید. خورشیدیRTG و هسته ای ابزار تولید انرژی برای یک وسیله نقلیه فضایی هستند. باتری ها و CH4/O2 وسیله ای برای ذخیره انرژی کوتاه مدت هستند. بنابراین مقایسه بین استفاده از باتری ها در مقابل CH4/O2 شامل تمام تجهیزات مرتبط (مخازن تحت فشار یا نگهداری برودتی و غیره) و ناکارآمدی ها (تبدیل انرژی از خورشیدی/هسته ای به CH4/O2تبدیل به مکانیکی با یک یخ). –شما همچنین وسیله تبدیل انرژی به حرکت مکانیکی را با سرعت اشتباه می گیرید. وسایل نقلیه الکتریکی می توانند به همان اندازه سریع یا سریعتر باشند و می توانند انرژی را با کارایی بیشتری تبدیل کنند. (برای تست درایو یک تسلا بگیرید و پدال گاز را کف کنید تا منظورم را ببینید. من دارم و کاملاً تجربه آن است.) در واقع احتمالاً استفاده از سلول های سوختی برای احتراق CH4 و O2 برای تولید برق کارآمدتر خواهد بود. و از آن برای به حرکت درآوردن موتورهای الکتریکی استفاده کنید تا از ICE استفاده کنید. دلیل اصلی اینکه شما تعداد زیادی خودرو با سلول سوختی نمی بینیدگران بودن آنهاست. (اما من یکی را دیده ام.) -
انتقال حرارت همرفتی در اتمسفرهای ضعیف کار نمی کند کره ماه در نزدیکی خلاء است و در مریخ با میانگین ~ 0.6 درصد فشار اتمسفر متوسط زمین در سطح دریا نسبتاً محدود خواهد بودبنابراین بله بلوک های ICE باید دوباره طراحی شوند. برای تسهیل سوخت و اکسید کننده همچنین به عنوان خنک کننده مایع حلقه بسته (و همچنین آنها را در فرآیند برای بهبود احتراق از قبل گرم کنیدیا از خنک کننده های جداگانه استفاده کنید (مثلاً یخ خشک زیادی در سنگ سنگ مریخ و بالای آن رسوب می کندبنابراین این مقدار زیادی است. شکل جامد CO2). هر گزینه ای که استفاده شود این خنک کننده ها گرمای اضافی را به رادیاتورهای بزرگ و سنگین احتمالا منتقل می کنند و گرما را عمدتاً از طریق تشعشعات حرارتی به تنهایی از دست می دهند. اما از آنجایی که شما باید اکسید کننده را به ICE در بالای سوخت پمپ کنید به هر حال آنها باید دوباره طراحی شوند.
بنابراین طرح ها ممکن است به طور قابل توجهی با آنچه ما در اینجا روی زمین به آن عادت کرده ایم متفاوت باشه احتمالاً بسته به نحوه ذخیره اکسید کننده خود (LOX برودتی؟) میزان حرارتی که تولید می کنیدو در کجای سیستم دیگری که ممکن است بخواهید از آن استفاده کنید. آی تی. واضح است که مریخ در خنک‌کردن بلوک‌های یخ با مقداری فشار اتمسفر غیر قابل اغماض و دمای متوسط ۵۵- درجه سانتی‌گراد دارای مزیتی است اما ممکن است به این معنا باشد که ابتدا باید سیستم را قبل از شروع به کار گرم کنید. گرمای بیش از حد نیز می تواند برای گرم کردن فضای کابین هدایت شود یا در غیر این صورت مفید باشد. اما طرح‌ها برای هر آسمانی حتی محیط محلی روی هر یک از آنها کاملاً متفاوت خواهد بود. به عنوان مثال در تایتان شما واقعاً فقط به اکسید کننده نیاز دارین زیرا در اتمسفر پایینی آن مقدار زیادی متان وجود دارد.

طرح های ICE ما سازگار خواهند بودو تکامل می یابند مانند آنچه در اینجا روی زمین برای انواع محیط هااز بیابان های خشک و گرم گرفته تا شرایط قطبی. چگونه؟ خوب من انتظار اختراعات جدید زیادی دارم و برخی از آنها با حروف بزرگ در تاریخ هر یک از جهان های جدیدی که ما مستعمره خواهیم کرد نوشته می شود. و این فرآیندهای نوآوری قبلاً آغاز شده است به عنوان مثال شرکت فضاپیما و پیشرانه Wickman (WSPC) راهی را برای سوزاندن مستقیم CO2 جو مریخ با موتور جت مریخ خود توسعه داده است. نه یک ICE اما ممکن است افراد دیگری با هدف توسعه یک ICE تنفس هوا مناسب برای مریخ باشند. رقابت برای برنده شدن بهترین طراحی به سختی آغاز شده است. آیا آنها از CH4 + O Trisilane Si3H8 + CO2چیز دیگری به طور کامل استفاده می کنند؟ کی میدونه...مزیت اصلی یک مریخ نورد متان نسبت به یک مریخ نورد با انرژی خورشیدی این است که مریخ نورد متان می تواند در شب حرکت کند. این مزیت برای یک مریخ نورد خورشیدی که در مناطق قطبی تقریباً همیشه روشن ماه فعالیت می کند تقریباً ناپدید می شود. سوزاندن متان و اکسیژن ممکن است یک پشتیبان مفید برای انرژی خورشیدی باشد در صورتی که مریخ نورد به طور تصادفی خود را به یکی از مناطق تقریباً همیشه سایه دار در همان منطقه هدایت کند.
عیب اولیه یک مریخ نورد متان این است که "بذر شما را می خورد." متان و اکسیژنی که برای تامین انرژی آن مریخ نورد استفاده می شود بسیار ارزشمند خواهد بود اگر فقط برای جابجایی مریخ نوردها به اطراف استفاده نشود. در ابتدا (و احتمالاً برای مدت طولانی در آینده) استفاده از این منابع گرانبها برای استفاده های دیگر منطقی تر از استفاده از آن برای ساختن یک چرخ دستی سریع است.اسپیس ایکس یک CH4/O2 ICE: The Raptor را توسعه داده است. ما معمولا موشک‌های با سوخت مایع را ICE نمی‌دانیم اما آنها عبارتند از: فشرده‌سازی احتراق انبساط و همه چیزهای دیگر. اجرای ICE روی اکسیژن (برخلاف هوا) به دلیل دمای بسیار بالای احتراق زمانی که به صورت استوکیومتری مخلوط و فشرده می شود بسیار دشوار است. راه‌حل رپتور برای توربین‌های کمپرسور روشن‌کننده است: آنها برای کاهش دمای احتراق یا بسیار غنی یا بسیار ناب کار می‌کننداگزوز دو توربین را با هم مخلوط می کنند تا سوخت احتراق نشده (از یک توربین) و اکسیژن (از توربین دیگر) بسوزانند.
ICEهای هیدروکربن سوز با تنفس هوا (مانند موتورهای خودرو) نیازی به مقابله با این پیچیدگی ندارند زیرا هوا 80٪ N2 دارد. این باعث کاهش دمای احتراق می شود.
یک یخ CH4/O2 در مریخ باید با مشکل دمای احتراق مقابله کند. می‌توان با همان استراتژی رپتور مقابله کرد: احتراق مرحله‌ای. یک موتور سه سیلندر می تواند 3 مخلوط مختلف داشته باشد. یکی غنی از CH3 و دومی غنی از O2 است. خروجی خروجی از هر یک به سیلندر سوم برای تکمیل احتراق وارد می شود.
زمان بندی و جابجایی سیلندر را می توان برای بهینه سازی ترمودینامیکی انتخاب کرد.
البته هنوز آن همه گرما برای تخلیه وجود دارد. جابجایی اتمسفر در دسترس نیست. همرفت لوله های حرارتی با لوله های حرارتی آلومینیومی پره دار احتمالاً گزینه ای سبک ارزان و قابل اعتماد خواهد بود.

[rohamavation]

چگونه F-35B در حین انتقال واژگون نمی شود؟

همانطور که نازل موتور می چرخد، فن بالابر نمی تواند. آیا این عدم تعادل لحظه ها در اطراف مرکز ثقل باعث نمی شود که F-35 به پشت خود بپیچد؟
F-35B قادر به انتقال از شناور عمودی به پرواز افقی است.
این کار را تا حدی با چرخش تدریجی نازل موتور از حالت عمودی به افقی انجام می دهد.
فرض کنید ورودی دریچه گاز در سناریوی زیر ثابت می ماند: با چرخش نازل، مولفه عمودی رانش آن کاهش می یابد (با افزایش مولفه افقی)
$thrust_{horizontal} = thrust \cdot \cos(\theta)$و θ زاویه بین اگزوز جت و محور عمودی است.
مشکل این است که فن بالابر نمی چرخد. و از آنجایی که توسط شفت به موتور متصل می شود، فرض می کنیم که همیشه با همان RPM خود موتور می چرخد.
بنابراین، جزء عمودی بالابر فن بالابر برای یک ورودی گاز معین تغییر نمی کند، در حالی که جزء عمودی نازل موتور جت تغییر می کند!
بنابراین وقتی انتقال نازل اتفاق می‌افتد، رانش فن بالابر ( جلوتر از مرکز ثقل) ثابت می‌ماند، اما رانش عمودی پشت مرکز ثقل (نازل موتور عقب) کاهش می‌یابد: آیا این باعث نمی‌شود که هواپیما به سمت بالا بپیچد. و به پشتش برگردم؟ با این حال در ویدیو یی که دیدم به نظر می رسد که هواپیما فقط ده درجه بالا می رود (من فکر می کنم به دلیل افزایش ضریب بالابر روی بال ها) اما در غیر این صورت در زمین صاف می ماند.
نیروی رانش فن بالابر باید به نحوی تعدیل شود تا این کار انجام شود، درست است؟ اگر چنین است، اگر سرعت شفت آن به سرعت موتور بسته باشد، چگونه این کار انجام می شود؟
راه حل های امکان پذیر:
1. با افزایش سرعت هواپیما به جلو، بلند کردن بال ها کاهش ارتفاع عمودی نازل موتور عقب را جبران می کند.
2. هواپیما به گونه ای بالا می رود که زاویه فن بالابر را از حالت عمودی منحرف کند تا با زاویه بین نازل موتور و عمود مطابقت داشته باشد.
سعی کنید و با تغییر سرعت تیغه فن، بالابر را تغییر دهید، برای تغییر آسانسور برای تغییرات "ریز" و "ظریف" در نحوه شناور شدن هواپیما بسیار کند است.
مانند یک هلیکوپتر، F-35 قادر است در حرکات بسیار کوچک مانور دهد و بسیار سریع تغییر کند (در واقع به احتمال زیاد بهتر از یک هلیکوپتر). بنابراین خلبان می تواند به شما "نق" بدهد و با حرکات ظریف و ظریف اطراف بینی جلویی حرکت کند. بنابراین حرکات کوچک F-35 و چوب پرواز به سرعت توسط کامپیوترهای پرواز پذیرفته می شود.
اکنون یک هلیکوپتر از تیغه های گام متغیر برای ایجاد تغییرات سریع استفاده می کند، که به هلیکوپترها اجازه می دهد تا به حرکات کوچک، ظریف و سریع دست یابند. بنابراین تغییرات سریع کوچک در بالابر برای این حرکات ظریف مورد نیاز است.
تغییر دریچه گاز موتور به تعویض بالابر فن بسیار کند خواهد بود (برای F-35 یا برای یک هلیکوپتر).
برای صرفه جویی در وزن و پیچیدگی، فن های بالابر F-35 ضد چرخش هستند و از فیبر کربن سبک وزن هستند.
بنابراین، برای تغییر سریع آسانسور و داشتن تغییرات ریز سریع در بالابر، آنها به سادگی مساحت / اندازه ناحیه خروجی اگزوز فن بالابر را تغییر می دهند.
به آن نازل‌های «متغیر» فکر کنید که بسیار شبیه یک کرکره پنجره هستند تا نور کم و بیش را به اتاق وارد کنند.
شاتر به شکل زیر است:

بنابراین، می توانید کمی بیشتر باز کنید یا کمی بیشتر ببندید.
با این حال، وقتی شاتر را بیشتر می بندید، پس هوا کجا می رود؟ باید به جایی برود! (به یاد داشته باشید، حداکثر 20000 پوند توسط آن فن ایجاد می شود).
خوب، مجموعه دومی از درها وجود دارد که درست پشت درب یک فن بزرگ باز می شود.
مجموعه دوم درها را می توان در اینجا مشاهده کرد:

آن دسته دوم از درهای پشت درب بزرگ پنکه آسانسور اجازه تهویه هوای فن آسانسور را می دهد.
بنابراین برای تغییر خروجی فن بالابر به وسیله ای سریع و ظریف نیاز دارید. این تغییرات آنقدر شگفت‌انگیز و کوچک هستند که خلبان می‌تواند بینی را کمی پایین بیاورد. تغییرات بسیار کوچکی حاصل می شود.
بنابراین برای تغییر نیروی رو به پایین فن، درهای قسمت خروجی فن بالابر (اگزوز) را ببندید یا باز کنید. این را می توان نسبتاً سریع بسته یا باز کرد و همچنین با مقادیر بسیار کم. این کنترل ظریفی را می دهد.
با این حال، هنگامی که این ناحیه خروجی را فشار می دهید، هوای فن بالابر باید به جای دیگری برود، بنابراین درست در پشت درب بزرگ فن بالابر، از آن درها خارج می شود.
بنابراین، اگر سوراخ خروجی پایین فن F-35 را ببندید، آن هوا مسیر دیگری را طی می‌کند - درست از آن مجموعه دوم از درها.
حالا، اگر منصف باشیم، چون کمپرسور توربین ورودی سرد نیز در معرض آن ناحیه دریچه قرار دارد، بدون شک آن ناحیه احتمالاً در بیشتر مواقع فشار «منفی» باقی می‌ماند.
با این حال، این یک طراحی کاملاً درخشان است، زیرا آن منطقه خروجی فن بالابر به طور کلی مقداری "نزدیک" دارد و بنابراین مقداری "مقدار" هوای خروجی فن مستقیماً در آن "جعبه" تخلیه می شود (با عبور) پشت فن بالابر
و این جعبه دقیقاً همان جایی است که تشنه ورودی های توربین هوای سرد موتور عظیم F135 است. (چه طراحی قشنگی!)
بنابراین به احتمال زیاد آن منطقه به دلیل ورودی های کمپرسور منفی باقی می ماند. با این حال، با بسته شدن بیشتر اگزوز فن بالابر، آن منطقه مثبت خواهد شد.
در این صورت، آن دو در در واقع یک دریچه اگزوز فن بالابر هستند – نه یک دریچه ورودی!
همچنین باید اشاره کنم که به دلیل برخورد مقادیر زیادی هوای سرد با این سیستم فن بالابر به عرشه، مهندسان لاکهید بیان می‌کنند که دمای کلی عرشه هنگام فرود بر روی عرشه کشتی کمتر از یک هاریر است.
بنابراین در حالی که هریر و F-35 هر دو تمایل دارند عرشه‌ها را در فرود عمودی کشتی گرم کنند، F-35 در واقع مشکل گرمایش کمتری دارد و در مقابل هریر برای چنین فرودهای عمودی است.
با این سیستم، رانش نازل ممکن است در یک قوس 41.75-104 درجه (سیستم مختصات هواپیمای جلو و عقب)، با سرعت 40 درجه در ثانیه هدایت شود.
خوب، تا اینجا، در بالا فقط در مورد هدایت رانش به پایین صحبت شده است.
اما، ما این را داریم:کنترل مستقل سه محرک VAVBN قابلیت تغییر ناحیه گلوی نازل را مستقل از زاویه بردار فراهم می کند.
VIGV = قسمت ورودی بالا (متغیر)
VAVBN = قسمت خروجی پایین (همچنین متغیر).
بنابراین، در بالا، محرک‌های VAVBN (قسمت خروجی فن) می‌توانند ناحیه گلوی نازل را تغییر دهند.
ادعاهای من: تیغه های فن بالابر گام متغیر نیستند.
هیچ مدرک، هیچ نمودار، یا هیچ گونه اطلاعاتی وجود ندارد که این ادعای من را تغییر دهد. من بر این ادعا ایستاده ام.
فن خروجی بالابر می تواند خروجی فن را باز/بسته یا "تغییر" کند.
باز هم سند فوق 100% ادعای من را تایید و تایید می کند.
تأیید نشد: ادعای من مبنی بر اینکه هنگام بستن 20000 پوند جریان هواکش فن، آن جریان باید به جای دیگری برود، و من ادعا می کنم که جریان به جعبه هوای پشت سر می رود. این یک حدس و گمان از طرف من است. من معتقدم که این همان چیزی است که رخ می دهد، اما من d
o پیوند یا مقاله ای نداشته باشید که به طور کامل این را بیان کند (برخی نمودارها این را نشان می دهند، اما این دلیل نمی شود). بنابراین این ادعای من مبنی بر دریچه های هوای فن به جعبه هوای پشت توسط من تأیید نشده است، و تا زمانی که نتوانم شواهد محکمی برای این موضوع ارائه دهم، آن وقت باید این ادعا را با کمی نمک در نظر گرفت.
در مورد گمانه زنی در مورد خروج هوا از جعبه فن، این یک عکس است.



تشخیص این که آیا درب هواکش است یا نه، «سخت» است، اما به نظر می رسد که شبیه درب هواکش باشد. همانطور که اشاره شد - من برای نظرات در این مورد آماده هستم - این در حال حاضر هنوز یک حدس و گمان از طرف من است.شما درست می گویید که گام تیغه LiftFan را می توان برای تغییر نیروی رانش فن تنظیم کرد. با این حال، نیمه دوم پاسخ شما در مورد درب ورودی Aux نادرست است. این درها برای افزایش جریان هوا به موتور در حین عملیات شناور باز می شوند، زیرا ورودی های ثابت نصب شده در کنار، جریان هوای کافی را در صورت عدم حرکت هواپیما به جلو فراهم نمی کنند. اگزوز فن بالابر از طریق مجموعه سومی از درها به سمت پایین هواپیما هدایت می شود و توسط مجموعه ای از پره های راهنمای متحرک کنترل می شود. اگزوز LiftFan قرار نیست با ورودی موتور تعامل داشته باشد - و در واقع این می تواند خطرناک باشد! –
تیغه های فن دارای گام متغیر نیستند. میزان رانش به سمت پایین با ارسال "پره ها یا باز/بستن درها" کنترل می شود. برای کاهش رانش فن به پایین، سوراخ پایین را ببندید. وقتی آن سوراخ را می بندید، پس هوا کجا می رود؟ (پاسخ: به ناحیه ای که توسط مجموعه دوم درهای پشت فن بالابر در معرض دید قرار می گیرد، خارج می شود. فن بالابر گام متغیر نیست. برای کاهش نیرو، سوراخ را در پایین می بندید. اگر آن سوراخ را ببندید، سپس هوا باید به جای دیگری برود - باید مسیر دیگری را انتخاب کند.
فن بالابر F35B چیزی بیش از یک فن ساده پوشیده است. حداقل تعدادی پره راهنمای متغیر وجود دارد که به عنوان نازل عمل می کند. بنابراین برای پاسخ به سوال شما، خیر، به نظر می رسد بالابر از جلو و عقب کاملاً قابل تنظیم است (بالا بردن فن توسط پره های راهنمای متغیر، نازل موتور توسط، خوب، یک نازل متغیر) قابل تنظیم است.
درک من این است که فن بالابر (دو مجموعه پره های ضد چرخش) از موتور اصلی از طریق یک محور محرک که دائماً می چرخد رانده می شود، اما درایو از شفت به فن بالابر از طریق کربن از فن بالابر وصل یا جدا شده است. صفحات کلاچ در پروازهای معمولی، هدر دادن نیروی موتور در رانندگی فن بالابر در مواقعی که نیازی نیست، منطقی نیست. با توجه به پره های متحرک در زیر فن بالابر - آنها مانند مجموعه ای از دریچه ها همانطور که پیشنهاد شده است "بسته نمی شوند"، بلکه از طریق یک قوس محدود حرکت می کنند تا رانش فن بالابر را از عمودی مستقیم به پایین جهت معلق شدن تا 45 درجه به سمت عقب هدایت کنند. هنگام انتقال به پرواز معمولی، نسبتی از رانش را اضافه کنید. همین پره‌ها هستند که می‌توانند تا 5 درجه به جلو بچرخند تا نیروی رانش را فراهم کنند تا هواپیما هنگام شناور شدن به سمت عقب حرکت کند. از آنجایی که فن بالابر هنگام شناور شدن و جابجایی با سرعت موتور به حرکت در می‌آید، پره‌های راهنمای ورودی فن بالابر در بالای فن بالابر حجم هوای وارد شده توسط فن بالابر و در نتیجه رانش خود فن بالابر را تغییر می‌دهد. تعادل بین رانش اگزوز اصلی موتور و رانش فن بالابر توسط سیستم کنترل دیجیتال موتور هماهنگ می شود. پس از انتقال به پرواز معمولی، کلاچ فن بالابر فن بالابر را از محور موتور محرکه جدا می کند و فن بالابر دیگر نمی چرخد. در زیر بدنه، درهای اگزوز فن بالابر بسته می شود (نه پره های اگزوز فن بالابر). جفت درهای بالای بدنه هواکش نیستند، اینها AAIDs (درهای ورودی هوای کمکی) هستند تا جریان هوا را به موتور اصلی در طول شناور افزایش دهند .

آیا سوخت و اکسیژن در ژنراتور گاز می سوزد؟

آیا سوخت و اکسیژن در ژنراتور گاز می سوزد؟
اگر درست متوجه شده باشم، محفظه احتراق موتور موشک پیشران مایع با سوخت و اکسیژن از یک توربوپمپ تغذیه می شود. این توربو پمپ ها توسط یک ژنراتور گاز به حرکت در می آیند. ژنراتور گاز با سوخت و اکسیژن تغذیه می شود. اما من نمی توانم بفهمم که آیا سوخت در ژنراتور گاز سوزانده شده است یا اینکه فقط فشرده شده و از مایع به گاز تبدیل شده است. انعکاس من می گوید که اگر قرار باشد سوخت نسوزد، مخلوط کردن سوخت و اکسیژن بی فایده است، اآیا سوخت در ژنراتور گاز می سوزد؟ اگر چنین است، چگونه مشتعل می شود؟


زرد = سوخت
آبی = اکسید کننده
صورتی/قرمز = گاز داغ
شی با برچسب 6 یک ژنراتور گاز است و می توان دید که سوخت و اکسید کننده در آنجا با هم ترکیب می شوند / می سوزند و گاز داغ تولید می کنند که توربین را می چرخاند تا پمپ ها را به حرکت درآورد.
، تعدادی از طرح های احتراق امکان پذیر است. اما او یکی از موارد مهم را فهرست نکرد: الکتریکی - همانطور که در این اسلاید از جهت موتور اصلی شاتل فضایی دیده می شود.
در چرخه ژنراتور گاز، مقداری از سوخت در ژنراتور گاز سوزانده می شود. گازهای داغ برای راه اندازی توربین هایی که پمپ ها را تغذیه می کنند استفاده می شود.
من نمی توانم چیزی از نقاشی داده شده تشخیص دهم

در مورد سیستم جرقه زنی تعدادی از روش ها را می توان مورد استفاده قرار داد مانند پیروژن، لیزر، کاتالیزور و غیره. به عنوان مثال، J-2X از یک سیستم جرقه زنی آتش سوزی استفاده می کند.
پاسخ من برای همه موتورهای موشک صدق می کند: نه فقط موتورهای چرخه ژنراتور گاز، بلکه موتورهای چرخه بسته. تنها تفاوت این است که اگزوز ژنراتور گاز کجا می رود. –
چندین طرح مختلف یا پیچیدگی بسیار متفاوت وجود دارد، بنابراین برای پاسخ به سوال شما در یک عبارت: متفاوت است.
در رایج ترین حالت، هیچ ژنراتور گازی وجود ندارد. سوخت و اکسید کننده از مخازن تحت فشار به محفظه احتراق تزریق می شوند، مشتعل می شوند و فرآیند سوزاندن هر دو تبدیل آنها از مایع به گاز و سپس احتراق پیشرانه را انجام می دهد. بدون ژنراتور گاز، بدون توربوپمپ، فقط چند سوپاپ تنظیم شده، یک جرقه زن و محفظه احتراق با نازل.
سپس طرح هایی با پیچیدگی فزاینده وجود دارد:
هدایت سوخت و/یا اکسید کننده از طریق نازل زنگ، هم آن را خنک می کند و هم برای اختلاط بهتر این دو را به گاز تبدیل می کند.
راندن توربوپمپ ها با یک پیشرانه کاملا مجزا مانند هیدرازین.
خروج مقداری گاز اگزوز از محفظه احتراق برای به حرکت درآوردن توربوپمپ ها و/یا تبخیر سوخت های سرمایی.
با استفاده از گازهای گرم شده و کانالی برای به حرکت درآوردن یک توربوپمپ که سوخت های سرمایی را پمپ می کند. (که تقریباً موردی است که شما شک داشتید. در واقع، کاملاً قابل دوام است زیرا سوخت / اکسید کننده پس از جوشیدن در دیواره های محفظه احتراق انرژی بسیار بیشتری دارد و به خوبی می تواند پمپ های توربو را به حرکت درآورد.)
با استفاده از پیش مشعل ها، که در آن سوخت و اکسید کننده با نسبت های بسیار متفاوت از بهینه مخلوط می شوند، هم مایعات را تبخیر می کنند (برای احتراق نرم تر) و هم انرژی برای به حرکت در آوردن پمپ های توربو فراهم می کنند.
با استفاده از ژنراتورهای گاز جداگانه، که در آن محصولات احتراق داغ (از نازل یا پیش سوز) سوخت های سرمایی را می جوشاند، و پیش مشعل های جداگانه ای که گرما و انرژی را برای توربوپمپ ها تامین می کنند.
... و هر ترکیب وحشی از موارد فوق.
این تقریباً با طراحی موتور اصلی شاتل فضایی به اوج خود می رسد. ارائه دامنه عمومی، صفحه 19، جزئیات بد آن را نشان می دهد: چهار توربوپمپ (هر کدام دارای توربین های متمایز برای به حرکت درآوردن و پمپاژ)، دو پیش سوز، یک ژنراتور گاز که LOX را تبخیر می کند، یک شبکه خنک کننده نازل زنگی که از LH2 می جوشد، و شبکه‌ای بیزانسی از اتصالات که سوخت و اکسیدکننده را گرم می‌کند، تا حدی داغ اکسیژن‌دار، خنک اما تبخیر شده است. پس از عبور از توربوپمپ، دوباره خنک می شود، پس از عبور از توربوپمپ، گرم می شود اما تبخیر نمی شود، از طریق پر از سوخت پیش از سوزاندن فوق گرم می شود، با عبور از یک توربوپمپ دیگر خنک می شود، دوباره به مخازن تزریق می شود تا فشار را از طریق شبکه تامین کند. ، به گونه ای که اگر واقعاً ذهن خود را به آن معطوف کنید، منطقی است، اما برای سلامت عقل فرد سخت است.
بنابراین... درک شما ناقص است ؛) نتیجه نهایی این است که طرح های زیادی وجود دارد. تصویری که در تصویری که لینک کردید بسیار ساده است: مقداری پیشرانه و اکسیدکننده که از خطوط اصلی منحرف شده است در یک پیش سوز ("ژنراتور گاز") می سوزد که برای به حرکت درآوردن توربین کار می کند. ممکن است از آن برای احتراق مخلوط سوخت/اکسیدکننده مناسب استفاده شود یا نباشد. ممکن است برای گرم کردن اکسید کننده استفاده شود یا نباشد. شماتیک ها یک موتور موشک میان برد معمولی و بسیار ساده را به تصویر می کشند و جزئیات دقیق در واقعیت ممکن است بسیار متفاوت باشد.

[rohamavation]

مصرف سوخت جت تجاری و نسبت به وزن کل

مصرف سوخت به ارتفاع سرعت وزش باد و سرعت هواپیما و نوع موتورها و.. بستگی داره و باید محاسبه بشه هواپیمایی مانند بوئینگ 747 تقریباً 1 گالن سوخت (حدود 4 لیتر) در هر ثانیه مصرف می کنه. در طول یک پرواز 10 ساعته، ممکن است 36000 گالن (150000 لیتر) بسوزاندهمانطور که جامبو جت در یک پرواز یک ساعته از میان آب های کروز سر می زند، موتورهای سوخت حدود 10 تا 11 تن سوخت در ساعت مصرف می کنند. یک گالن (یا 4 لیتر) سوخت کمتر از چهار ثانیه مصرف می کند.در مهندسی هوافضا ما میگیم کسر سوخت هواپیما، کسر وزن سوخت یا کسر پیشران فضاپیما، وزن سوخت یا پیشرانه تقسیم بر وزن ناخالص برخاست هواپیما (از جمله پیشران) است${\displaystyle \ \zeta ={\frac {\Delta W}{W_{1}}}}$
نتیجه کسری این تقسیم ریاضی به صورت درصد بیان میشه. برای هواپیماهای دارای مخزن خارجی، اصطلاح کسر سوخت داخلی برای حذف وزن مخازن خارجی و سوخت استفاده می شه
کسر سوخت یک پارامتر کلیدی در تعیین برد هواپیما است مسافتی که می تواند بدون سوخت گیری طی کند. معادله برد هواپیمای Breguet رابطه برد را با سرعت هوا، نسبت بالابر به درگ، مصرف سوخت خاص، و بخشی از کسر سوخت کل موجود برای کروز که به عنوان کسر سوخت کروز یا کسر وزن سوخت کروز نیز شناخته می‌شود، توصیف می‌کند. به بیان ساده، معادله برد Breguet به مهندسان می‌گوید که با توجه به مجموعه‌ای از پارامترها چقدر می‌تواند پرواز کند و هواپیما چقدر می‌تواند پرواز کند، و بنابراین بر طراحی موتورهای جت مدرن و بدنه هواپیما تأثیر زیادی می‌گذارداین هواپیما هم برای هواپیماهای پروانه ای و هم برای هواپیماهای جت تولید می شود.${\displaystyle W}W = {\displaystyle W_{0}+W_{f}}$میگم جرم سوخت صفر ${\displaystyle W_{0}}$و جرم سوخت ${\displaystyle W_{f}}$و نرخ مصرف من f میزارم${\displaystyle -{\frac {dW_{f}}{dt}}=-{\frac {dW}{dt}}}$من فاصله و سرعت لحاظ میکنم${\displaystyle R=\int _{t_{1}}^{t_{2}}{\frac {dR}{dt}}dt=\int _{W_{1}}^{W_{2}}-{\frac {V}{F}}dW=\int _{W_{2}}^{W_{1}}{\frac {V}{F}}dW\quad \quad (1)}$محدوده خاص (= محدوده در واحد جرم سوخت؛ واحد S.I.: m/kg) نامیده می شود. اکنون می توان برد خاص را طوری تعیین کرد که گویی هواپیما در حال پرواز در حالت نیمه ثابت است.بر اساس معادله Breguet برای یک جت، برد تابعی از MTOW و وزن خالی است:$R=\frac{V}{c_T} \cdot \frac{L}{D} \cdot ln\frac{W_i}{W_i-W_f}$با ${c_T}$ = مصرف سوخت خاص، Wi = وزن اولیه، Wf = وزن سوخت، L = بالابر، D = درگ
اگر عوامل دیگر ثابت بمانند چه چیزی باعث افزایش دامنه می شود:
سرعت بالاتر V
مصرف سوخت ویژه کمتر
نسبت بالابر/کشش بالاتر.
نسبت وزن برخاست/ فرود بالاتر.
نسبت وزن می تواند به دلیل وزن سوخت مصرفی در طول پرواز باشد، اما البته چکاندن بالاست از روی دریا نیز کمک می کند.
در این زمینه، محدوده Breguet متناسب با ${\displaystyle -\ln(1-\ \zeta )}$است.
وزن سوخت چگونه محاسبه می شود؟در محاسبات عملکرد، سازندگان هواپیما از چگالی سوخت جت در حدود 6.7 پوند در آمریکا یا 0.8 کیلوگرم در لیتر استفاده می کنند.
بنابراین، اگر رقم شما را 320000 لیتر در نظر بگیریم (کمی کاملاً نامشخص است که واقعاً چه مقدار از آن برای پرواز قابل استفاده است، اما این موضوع یک سوال دیگر است)، این حدود 560000 پوند سوخت یا حدود 254000 کیلوگرم است.
که در واقع بسیار است. سوخت در سراسر بال ها (و مخزن تریم در دم) پخش می شود که برای تحمل وزن طراحی شده اند. وزن یک A380 با بارگذاری کامل چقدر است؟، خواهید دید که چگونه ظرفیت سوخت با سایر مشخصات وزنی هواپیما تعامل دارد:
حداکثر وزن سوخت تفاوت بین حداکثر وزن سطح شیب دار و وزن سوخت صفر است (که 562,000-361,000 = 201,000 کیلوگرم است)
حداکثر وزن برخاست کمی کمتر از حداکثر وزن سطح شیب دار است، اما ما برای سادگی از سوخت تاکسی استفاده می کنیم. نکته اینجاست که اگر بتوانید هواپیما را با محموله پر کنید، اگر آن را نیز با سوخت پر کنید، بسیار سنگین خواهد بود. اگر می‌خواهید بار کامل سوخت مصرف کنید، باید بار خود را کاهش دهید تا وزن کل به اندازه کافی پایین باشد. انجام معاوضه وزن/سوخت/برد برای یک پرواز مشخص، کاری است که توزیع کنندگان و برنامه ریزان بار با استفاده از نرم افزارهای تخصصی انجام می دهند.وزن یک بوئینگ 747 جامبو جت خالی بدون مسافر، بار یا سوخت 412300 پوند یا 187000 کیلوگرم است. اگر بخواهیم آن را در منظر قرار دهیم، این وزن بیش از 4 برابر سنگین‌تر از وزن خالی یک بوئینگ 737-800 است و باک پر سوخت وقتی خالی باشد، تقریباً 171000 کیلوگرم یا 377000 پوند یا 189 تن وزن دارد. پس از سوخت گیری کامل، وزن آن 240000 کیلوگرم یا 530000 پوند یا 265 تن است. پس از سوار شدن مسافران و محموله آنها به هواپیما، حداکثر وزن آن 330000 کیلوگرم یا 738000 پوند یا 265 تن است.
ظرفیت کل مخازن سوخت a380ایرباس 320000 لیتر است.
مخازن سوخت ایرباس A380 در این تصویر نشان داده شده است.
تانک ها
ظرفیت مخازن مختلف 1 (به لیتر) می باشد:
مخزن دم: 23,698
مخازن داخلی: 90600
وسط تانک: 72000
مخزن تغذیه 2 و 3: هر کدام 28130
مخزن خوراک 1 و 4: هر کدام 26974
مخازن بیرونی: هر کدام 9524 عدد
تثبیت کننده افقی از بخش 19 عبور می کند و شامل یک مخزن سوخت یکپارچه بین دنده های 8 چپ و راست است. سطح سوخت در باک دم، که می تواند تا 23698 لیتر مصرف کند، در هنگام پرواز برای اهداف اصلاح قابل تنظیم است. به طور کلی، ظرفیت مخزن سوخت A380-800 315292 لیتر است که بیشتر آن در دو مخزن داخلی با بیش از 90600 لیتر قرار دارد. دو تانک میانی دیگر حدود 72000 لیتر بین خود جای می‌دهند، با موتور داخلی 2 و 3 مخزن تغذیه هر کدام 28130 لیتر. مخزن های تغذیه موتور بیرونی 1 و 4 هر کدام 26974 لیتر دارند در حالی که دو مخزن بیرونی هر کدام 9524 لیتر گنجایش دارند.
مصرف سوخت هواپیما در الگوی هلدینگ چقدر است؟هر هواپیما باید یک نرخ سوخت سوزی منتشر شده داشته باشد که معمولاً با GPH (گالن در ساعت) یا پوند در ساعت اندازه گیری می شود.
این نرخ بسته به شرایط محیطی (دما و فشار)، دریچه گاز و وزن کمی تغییر می کند. اما نرخ برنامه ریزی بسیار خوبی است.
هزینه‌های دیگری، فراتر از هزینه‌های سوخت، مربوط به فرودهای تاخیری است، مانند هزینه‌های خدمه و راه‌اندازی هواپیما و موتورها به بازرسی‌ها و زمان‌های خدمات بعدی.میزان سوخت در حین نگهداری به عناصری مانند وزن، ارتفاع، سرعت و پیکربندی هواپیما بستگی دارد.ارتفاع نیز عاملی است که از جریان بهینه سوخت جلوگیری می کنداین بدان معناست که تعیین جریان سوخت به رویه‌های عملیاتی خطوط هوایی و طراحی الگوی نگهداری (به عنوان مثال ارتفاع) بستگی دارد، خوب حالا یک مثال میدم بیاییم فقط 1 درصد از وزن جت کاهش بدیم کاهش 1 درصدی وزن در هواپیما چقدر برای صنعت پیشرفت خواهد داشت؟ببین چه سوخت کمتری مصرف میکنه یک راه آسان برای دریافت ایده ای از میزان پس انداز وجود دارد: معادله Breguet می تواند به این پاسخ دهد. شما ابتدا یک هواپیمای مرجع را محاسبه می کنید و سپس با هواپیمای که 1% وزن کمتری دارد شروع می کنیم. تفاوت در مصرف سوخت نشان می ده که در هر پرواز چقدر سوخت صرفه جویی می شه طراحی مرجع ما A320 است که دارای L/D 18 است و ما به آن اجازه می دهیم تا مسافت R = 2,500,000 متر را طی کنه. m1 جرم برخاست و متر مربع جرم فرود است. 3 تن ذخایر سوخت را در نظر بگیرید و آن را به معادله Breguet وصل کنید، با استفاده از سوخت سوزی bf = 0.000018 kg/Ns و سرعت 0.78 ماخ، که معادل v = 262 m/s در ارتفاع 11000 متری است:
$m_1 = m_2 \cdot e^{\frac{R\cdot g\cdot b_f}{v\cdot L/D}}$
جرم فرود m2 جرم خالی عملیاتی OEW + 18 تن محموله + 3 تن ذخایر سوخت = 63.6 تن است. جرم برخاستن m1 10٪ بیشتر است، بنابراین تفاوت در مصرف سوخت 1٪ از سوخت سفر 62.39 کیلوگرم یا 62 کیلوگرم است. این برای یک سفر زیاد نیست.اما در حالت کلی خیلی هست حال برای 747 حساب میکنیم هرچند رده خارجه و 747 سری 8 هم تا 2022 دیگه نمیسازه و ایرباس 380 هم دیگه تولید نمیشه اما 777 تولید میشهمدل 777x محصول 2020 هستش خوب برم سر بحث خودمون ، حداکثر برد پروازی B747-400 را 12700 کیلومتر برآورد کنیم.
MTOW به عنوان 400000 کیلوگرم، وزن سوخت 175000 کیلوگرم است، این باعث می شود Wfinal = MTOW - Wfuel = 225،000 کیلوگرم. با 1% صرفه جویی، MTOW به 396000 کیلوگرم کاهش می یابد. اگر WinitWfinal ثابت بماند، محدوده یکسان می‌ماند. بنابراین Wfinal جدید تبدیل می شود:
$W_{final} = \frac{396,000}{400,000}\cdot 225,000 = 222,750 kg$
Wfinal دوباره MTOW است - $W_{fuel}$
$W_{fuel} = MTOW - W_{final} = 396,000 - 222,750 = 173,250 kg$
صرفه جویی در مصرف سوخت نهایی 175000 - 173250 = 1750 کیلوگرم است
برای یک پرواز طولانی، حداکثر برد، کاهش 1٪ وزن TO باعث صرفه جویی 1750 کیلوگرم سوخت می شود. هر درصد از صرفه جویی در وزن برابر است با درصدی از مصرف سوخت. حالا سری نئو ایرباس برسی کنیم موتورها بهینه شده و wingtip با ارتفاع 2.4 متر استاندارد در هواپیماهای NEO هستند و منجر به کاهش 4 درصدی سوخت در بخش‌های طولانی‌تر می‌شوند که مربوط به کاهش سالانه انتشار CO2 در حدود 900 تن در هر هواپیما است.مقایسه A350-900 و -1000
بیایید نگاهی به برخی از مشخصات دو نوع A350 در زمینه های مختلف مهم بیندازیم. در هر نمونه، ابتدا A350-900 و سپس -1000 را فهرست می کنیم.
طول - 66.80 متر در مقابل 73.79 متر.
ارتفاع - 17.05 متر در مقابل 17.08 متر.
طول بالها - 64.75 متر در مقابل 64.75 متر.
ظرفیت سه کلاس - 300-350 مسافر در مقابل 350-410 مسافر.
برد - 15000 کیلومتر (8100 نیوتن متر) در مقابل 16100 کیلومتر (8700 ناتیکال مایل
الان روی برد ظرفیت جابجایی و مصرف سوخت کار میکنند .ببینید بهینه سازی موتورها طراحی ایرودینامیک استفاده از کامپوزیت ها برای سبک کردن هواپیما که با کاهش وزن و افزایش راندمان موتور بردافزایش و مصرف سوخت کاهش بدهند
اینده با ایرباس zero مدل باریک توربو فن. مفهوم دوم بزرگ‌تر برای هواپیمای با ظرفیت ۱۲۰-۲۰۰ با برد بیش از ۲۰۰۰ مایل دریایی است. این کار از یک موتور جت توربوفن اصلاح‌شده استفاده می‌کند. سوخت هیدروژن اضافی در پشت بدنه و پشت دیواره عقب ذخیره می‌شود.طرح مفهومی "بدنه بال ترکیبی" (حداکثر 200 مسافر) که در آن بال ها با بدنه اصلی هواپیما با بردی مشابه با کانسپت توربوفن ادغام می شوند. بدنه فوق العاده وسیع گزینه های متعددی را برای ذخیره و توزیع هیدروژن و چیدمان کابین باز می کند.
در مورد هواپیما با حالت بال جعبه ای
اکثر بالها به دلیل اختلاف فشار در بالا و پایین بال از کشش القایی رنج می برند که باعث می شود هوا به اطراف نوک آن نفوذ کند و گردابی را تشکیل دهد. روش های مختلفی برای به حداقل رساندن این اثرات وجود دارد، مانند بال ها.
با این حال، با نگاه کردن به هواپیمای Synergy به عنوان مثال، بال های جعبه هیچ نوک بال ندارند. بدون توجه به سایر قسمت های هواپیما، آیا بال ها واقعاً عاری از کشش القایی هستند؟ یا آیا آنها همچنان باعث درگ القایی می شوند، فقط به نحوی که من نمی توانم با تجربه محدود دینامیک سیالات به آن فکر کنم؟
من در جایی خوانده ام که طراحی سنتی دو هواپیما به دلیل تداخل بال ها با یکدیگر کارایی کمتری دارد (ظاهراً چیزی است که هواپیمای هم افزایی با قرار دادن بال بالایی عقب تر یا چیز دیگری به آن پرداخته است) و بال بالایی در واقع بیشتر از یک هواپیمای دمی که به پایین فشار می‌آورد، بنابراین اگر به درستی بفهمم، سرعت هوای بین ایرفویل‌ها را بیشتر می‌کند و اختلاف فشار را از بالای بال بالایی تا پایینی بال پایینی حذف می‌کند، و البته هر دو بال کشش طبیعی ایجاد می‌کنند. با بریدن هوا، اما من در این مرحله فقط به کشش القایی علاقه مند هستم.
بال جعبه فقط زمانی بهتر است که بال هایی را با دهانه یکسان مقایسه کنید. دو بال یک بال جعبه در هواپیماهای مختلف Treffz کار می کنند، بنابراین downwash به صورت عمودی پخش می شود. تفاوت در کشش القایی به یک بال بزرگ نیست، فقط چند درصد است. کشش اصطکاک بیشتر است (به زیر نگاه کنید)، و همچنین جرم ساختاری، بنابراین بال جعبه باید بالابر بیشتری ایجاد کند. این باعث می شود که کشش القایی یک بال جعبه به طور موثری بیشتر از کشش یک بال منفرد باشد.
به هر حال کشش القایی چیست؟ این نتیجه ایجاد بالابر در یک بازه محدود است. بال با انحراف هوا به سمت پایین بالابر ایجاد می کند. این به تدریج روی وتر بال اتفاق می افتد و نیروی واکنشی را به صورت متعامد با سرعت محلی هوا ایجاد می کند. این بدان معناست که نیروی واکنش به سمت بالا و کمی به سمت عقب است. این مولفه به عقب القا شده است! نوک بال ها درگیر نیستند و باعث کشش القایی نمی شوند. ایجاد بالابر است.
اگر سریع پرواز می کنید، توده هوای زیادی در واحد زمان از بال عبور می کند، بنابراین فقط باید هوا را کمی منحرف کنید. درگ القایی شما کم است. همین امر در مورد دهانه بزرگ نیز صدق می کند: هوای بیشتری وجود دارد که می توان آن را منحرف کرد، بنابراین کشش القا شده اندک است.
یک بال جعبه ای به دو بال باریک در هر ضلع نیاز دارد که آکورد کوچکتری نسبت به یک بال در همان سطح دارد. بنابراین عدد رینولدز آنها کوچکتر است و کشش اصطکاک آنها بیشتر است. همچنین، بال اسپار ضخامت کمتری دارد و برای حمل همان بالابر باید سنگین‌تر باشد!
اگر محدودیت یکسان نگه داشتن دهانه را کنار بگذارید، تک بال بهینه می تواند دهانه بیشتری داشته باشد (به دلیل کارایی ساختاری بهتر)، و مزیت بال جعبه از بین می رود. و هنگامی که به تصویر کامل نگاه می کنید و جرم ساختاری را اضافه می کنید، بال جعبه در وهله اول هرگز این مزیت را نداشت.
تکیه گاه فشاری، بدنه هوا را از تلاطم های بیدار نگه می دارد، بنابراین می توان فضای بیشتری را در جریان آرام نگه داشت.
پروانه هل دهنده هوا را از بدنه عقب می مکد و به طور موثر از جدا شدن جلوگیری می کند.
دو دم و باله های خمیده g را می دهند
حفاظت مجدد برای ناحیه پروانه روی زمین.
طرح فشرده اثر تثبیت کننده پروانه را کوچک نگه می دارد، بنابراین مانور پذیری آسیب زیادی نمی بیند.
استفاده از کامپوزیت ها و فن آوری های بدنه هواپیمای گلایدر باعث کاهش کشش اصطکاک می شود.
موتور دیزل سوخت جت ارزان‌تری مصرف می‌کند و نسبت به موتورهای بنزینی مصرف سوخت بیشتری دارد.
توجه داشته باشید که من به طرح بال جعبه اشاره نکردم؟
جارو کردن بال در یک هواپیمای ملخی جالب به نظر می رسد، اما کشش را افزایش می دهد، زیرا بال باید بزرگتر باشد تا بالابر یکسان ایجاد شود.
در مجموع، این پیکربندی دارای چهار دم عمودی است که هر یک از آنها با کشش تداخلی خاص خود و یک وتر کوتاه است که دوباره، کشیدن را روی یک دم عمودی مشابه افزایش می‌دهد.
دم افقی کشیده نیز نسبت به یک سطح منفرد کوچکتر با وتر بیشتر و فاصله بیشتر از مرکز ثقل موثرتر است.
چیدمان جمع و جور، میرایی کمی گام یا انحراف ایجاد می کند. من تعجب می کنم که کیفیت سواری در هوای طوفانی چیست.
س: آیا بال های جعبه مانند بال های معمولی از کشش القایی رنج می برند؟
ج: بله و خیر. اگر هواپیماهای باکس وینگ از بال های خود برای پرواز استفاده کنند، مانند هر هواپیمای دیگر، از نیروی کشش القایی رنج می برند. کشش القایی تابعی از بارگذاری دهانه محدود است و با روش های مختلف برای بهبود کارایی طراحی در بارگذاری دهانه معین تعدیل می شود. بنابراین مقدار درگ، و نحوه ایجاد و اجتناب از آن، برای یک باکس وینگ و یک هواپیمای یکسان با یک دهانه متفاوت است. امروزه این مبحث کشش القایی شامل تعاریف کاملاً متفاوتی نسبت به آنچه در مراجع اصلی در مورد این موضوع آموزش داده شده است. حتی اگر کسی در مورد یک موضوع صحبت کند، موضوع بحث از دو گروه مختلف خواهد شنید: کسانی که به ریاضیات معرف پایبند هستند، و کسانی که به صورت موردی بر فیزیک واقعی غیر دکارتی و غیرکتاب درسی تمرکز می کنند. . این کاملاً منصفانه است که بگوییم که اولی ها بیشتر از دومی ها عقیده دارند، زیرا دومی ها تا بعد کمتر می دانند.
وظیفه یک بال این است که هوا را در حین حرکت به سمت پایین به طور موثر هل داده و بکشد. این عمل باعث ایجاد واکنش نیوتنی و اختلاف فشار برنولی می شود که منجر به بالا رفتن می شود.
بالا بردن از این طریق باعث می شود که هوای اطراف نیز تحت تأثیر قرار گیرد، به عنوان یک نتیجه ثانویه وابسته به زمان. باید «در ناودان هوایی بیفتد» که بال‌ها به سمت پایین جابجا شده‌اند.
این حرکت ثانویه باعث ایجاد حرکات چرخشی (کاملاً اجتناب ناپذیر) در منطقه "بیداری" بین هوایی که مستقیماً توسط بالها حرکت می کند و هوای ساکن مجاور می شود، در نتیجه توده هوای بیشتری را نسبت به هواپیمای مورد نیاز برای حرکت فقط برای رسیدن به بالابر مورد نیاز درگیر می کند. (تفاوت حرکت کاملاً به معنای واقعی کلمه درگ القایی است، اگرچه ما معمولاً آن را به روش‌های مرتبط با نحوه تجسم و محاسبه درگ القایی به صورت دوبعدی آموزش می‌دهیم. پاسخ‌های دیگر ارسال شده در اینجا این را با عبارات متعارف نشان می‌دهند.)
گرداب کششی و بیداری القایی را نمی توان برای سیستم بال بالابر از هر نوع حذف کرد. با این حال، اکثر طرح‌های بال هواپیما اجازه می‌دهند اتفاق دیگری بیفتد که این هزینه بالابر با طول بال محدود را به شدت افزایش می‌دهد: آنها اجازه می‌دهند فشارهای بالا در زیر بال برای مقدار اختلاف فشار، «خیلی نزدیک» به فشارهای پایین بالای بال باشد. در پرواز توسعه یافته است. اگر فشار دیفرانسیل بالا در نوک بال وجود داشته باشد، یک گرداب قوی و شبیه گردباد در آنجا تشکیل می شود.
ایجاد یک گرادیان قوی بین فشار کم و فشار بالا باعث می شود هوا در صورت امکان با سرعت بالا به سمت فشار پایین حرکت کند. کشش به طور تصاعدی با سرعت‌هایی که به هوا منتقل می‌شود افزایش می‌یابد، بنابراین طراحان از روش‌های مختلفی برای جلوگیری از وقوع سریع این تساوی استفاده می‌کنند. هرچه کندتر اتفاق بیفتد، انرژی جنبشی کمتری توسط هواپیما به هوا منتقل می شود.
اینجاست که Boxwings روشی کاملاً متفاوت برای کاهش درگ القایی در مقایسه با بال معمولی دارد: آنها دیواری بین فشار پایین بالای بال و فشار بالاتر در هر جای دیگر قرار می‌دهند. "دیوار" می تواند از یک بال بلندتر باشد، زیرا دارای یک بال در بالا است که به مقاومت در برابر نیروهایی که از پهلو به آن فشار می آورند کمک می کند. در آن اتصال بال بالایی، سطح عمودی دیوار مانند یک باکس وینگ نیز بین فشار بالاتر تحت فشار قرار می گیرد.
بال e، و فشار کمتر در هر جای دیگر.
اگر یک طراح با این ایده کار خوبی انجام دهد (بسیاری چنین نمی کنند)، هم سطوح بال دوباله و هم سطوح عمودی سیستم باکس وینگ سرعت جریان هوای ناشی از گرادیان را با عمل در برابر جریان های نامطلوب در فضای سه بعدی تعدیل می کنند. آنها با فاصله عمودی بیشتر در این امر مؤثرتر می شوند.
راه ساده‌تر و مؤثرتر برای کاهش درگ القایی صرفاً افزایش طول بال‌ها یا کاهش وزن خودرو است. با بلندتر شدن بال، قسمتی از بالابر که هر واحد از بال باید انجام دهد کاهش می یابد، به این معنی که اختلاف فشار کمتری بین سطوح بالایی و پایینی خواهد داشت. بهترین عمل مستلزم این است که این دیفرانسیل در نوک به حداقل برسد، بنابراین گرادیان ضعیف می شود. نتیجه این است که یک گرادیان فشار ضعیف تر و فاصله طولانی تر بین فشارهای کم و زیاد، سرعت یکسان سازی را پایین نگه می دارد.
با این حال، با سنگین‌تر شدن یا سریع‌تر شدن هواپیما، این رویکرد ابتدا بسیار گران‌تر و سپس غیرممکن می‌شود. محدودیت‌های قدرت مواد، محدودیت‌های مشخصی را برای طول بال‌های هواپیماهای معمولی ایجاد می‌کند.
با کمال تعجب، بال های جعبه بهتر از این نیستند... شاید بدتر. آنچه که یک مزیت ساختاری به نظر می رسد در واقع فقط نیروهای خمشی ایجاد شده توسط هر بال را در گوشه های جعبه متمرکز می کند. قوی کردن آنها به سرعت بسیار سنگین می شود. بنابراین، یک هواپیمای بال جعبه‌ای باید مانند یک هواپیمای دوباله، دهانه کوتاه‌تری نسبت به یک هواپیمای تک هواپیما با درگ القایی معادل داشته باشد. راندمان دهانه آن در میان طرح‌های دهانه کوتاه بیشتر از جایی که می‌توان طول بال‌ها را افزایش داد، میوه می‌دهد.
ممکن است تصور شود که این مزیت به طور غیرمستقیم و از طریق سرعت به ثمر می‌رسد. هرچه هواپیما سریعتر پرواز کند، برای بارگذاری دهانه معین، کشش القایی کمتری ایجاد می کند. در واقع، در سرعت‌های مشخص شده باال، درگ القایی جزء کوچکی از کشش کل می‌شود. با این حال، به نظر می رسد جنبه های دیگر طراحی بال جعبه مانع راه حل های باکس با سرعت بالا شده است. به ویژه ثبات؛ و "کشش تداخل".
در طراحی بال جعبه، مجموعه ای از بال های بالابر جلو و مجموعه ای از بال های بالابر عقب وجود دارد. در پرواز با سرعت بالا، این پیکربندی نمی تواند به شرایط خاصی مانند یک بال با دم (بالا به پایین) با ثبات یا سریع پاسخ دهد.
هنگامی که به عنوان یک آرایش بال بالابر پشت سر هم بدون چنین تثبیت کننده ای تنظیم می شود، همانطور که در نسخه های مدرن معمول است، بال های باکس باید در مرکز ترکیبی بالابر رو به بالا، به جای جلوتر از آن مانند هواپیماهای معمولی، تعادل برقرار کنند. دمی که در جهت مخالف فشار می دهد. این محدودیت و رفتارهای بال های پشت سر هم، خواسته های چالش برانگیز و ذاتی را برای طراحی های باکس بال ایجاد می کند که موفقیت آنها را در سرعت های بالاتر پرواز محدود می کند.
همانطور که در بالا ذکر شد، آنها همچنین درگ تداخل ایجاد می کنند. پیش بینی این نوع درگ می تواند سخت باشد و همچنین به طور گسترده ای سوءتفاهم شده است. در عمل، کشش تداخلی 3 بعدی طراحی هواپیمای باکس وینگ، مزیت تئوری دوبعدی پیکربندی را برای به دست آوردن مزایای کشش القایی تا حد زیادی کاهش می دهد. به همین دلیل است که آنها اصلا شبیه "بالهای معمولی" نیستند

[rohamavation]

منشا نیروی رانش در موتور جت و عملکرد نازل

من در مورد عملکرد موتور جت زیاد مطالعه می کنم واین بار به فکرم رسید که نیروی رانش به لطف نازل اگزوز ایجاد می شود که هوا را شتاب میده. با این حال، نازل هیچ کاری انجام نمی دهدیعنی بنابراین نباید سرعت جریان را تغییر دهد. روشی که من در مورد این فکر می کنم این است که هوا در اثر فشارش مجبور می شود از طریق نازل شتاب بگیرد.
رانش خالص از نیروهای فشار وارده به موتور حاصل می شود. پس چگونه نازل بر فشار داخل محفظه احتراق تأثیر میزاره اگر نازل نبود چه اتفاقی می افتادهمه موتورهای توربین گاز دارای نازلی برای تولید نیروی رانش، هدایت گازهای خروجی به جریان آزاد و تنظیم نرخ جریان جرمی در موتور هستن و. نازل در پایین دست توربین قدرت قرار دارد.به این نکته هنم رسید
آیا تا به حال شیلنگ باغچه ای را با نازل قابل تنظیم دیدید و دست گرفتین اگر شلنگ را روی زمین بگذارید و نازل را در حالت باز قرار دهید و شیر آب را باز کنید، آب با سرعت آهسته و بدون پس‌کشی محسوس از شیلنگ خارج می‌شود. اگر نازل را طوری تنظیم کنید که جریان را تا حدی منقبض کنه دیگه ، شیلنگ تحت تأثیر پس زدن آب ساطع شده حرکت می کند. تفاوت بین این دو تنظیم تو این هست که وقتی نازل جریان را محدود می کند، آب با سرعت بسیار بالاتری به بیرون خارج می شود.
خوب موتور جت بر اساس همین اصل کار می کنه. پس زدن (یا رانش) تا حدی به سرعت گازهای خارج شده از عقب موتور بستگی دارد. این به نوبه خود به درجه افزایش سرعت گازها توسط اثر محدود کننده نازل بستگی دارد. موتور قادر است حجم معینی از گاز را در هر ثانیه به عقب براند - اگر دهانه ای را که گازها باید از آن عبور کنند تنگ کنید، گاز را مجبور می کنید با سرعت بیشتری حرکت کند و در نتیجه پس زدن وارد شده به موتور افزایش می یابد. اگر نازل نداشتید، گازها با سرعت کمتری توسط موتور به بیرون پرتاب می‌شد و در نتیجه پس‌زدگی کاهش می‌یافت.ببینید قبلا هم گفتم اثر ونتوری اینجا میاد به کمکمون
نازل اغلب دارای سطح مقطع باریک تری نسبت به سطح مقطع متوسط ​​موتور است. از آنجایی که موتورهای جت یا موشک ها بر اساس همان اصل حفظ تکانه کار می کنند، می توانیم معادله رانش راکت را اعمال کنیم:
$v=u\text{ln}\left(\frac{M_0}{M_0-rt}\right)$
، که در آن v سرعت موشک/موتور در زمین، u سرعت راکت/موتور گاز پیشرانه، $M_0$ جرم اولیه موشک/موتور، و r سرعت پرتاب گاز است.
بنابراین به وضوح در معادله، می توانیم v∝u را ببینیم، بنابراین اگر سرعت گاز را افزایش دهیم، سرعت موشک/موتور خود را افزایش می دهیم. حال جریان گاز سیال است، بنابراین می توانیم قانون بقا را اعمال کنیم:
$A_1v_1=A_2v_2$
بنابراین، اگر سطح مقطع نازل را کاهش دهیم، اگر سرعت گاز خود را افزایش دهیم، که نیاز ما بود. با این حال، به دلیل سرعت بالای گاز، ماده در معرض تنش های زیادی قرار می گیرد، بنابراین ما آن را خیلی باریک نمی کنیم.
اکنون برای فشار، می توانیم از معادله برنولی استفاده کنیم:
$P_1+\frac{1}{2}\rho v_1^2=P_2+\frac{1}{2}\rho \left(\frac{A_1v_1}{A_2}\right)^2$
$P_1-P_2=\frac{1}{2}\rho v_1^2\left(\frac{A_1^2}{A_2^2}-1\right)$
، جایی که A1>A2، بنابراین ما در واقع P1>P2 را دریافت می کنیم. بنابراین فشار در نازل کمتر از موتور خواهد بود، که می تواند برخی از تنش های ایجاد شده در نازل را کاهش دهد.طبق قانون برنولی، فشار معادل انرژی پتانسیل است در حالی که سرعت معادل انرژی جنبشی است. حالا شما میگین که برنولی برای جریان داخل موتور جت اعمال نمیشه و تا حدی درست است. به محض اینکه کار خارجی روی یا توسط سیال انجام شود،دیگه قانون برنولی اعمال نمی شود. اما در این بین، وقتی فشار به سرعت یا برعکس تبدیل می شود، قانون او به خوبی توضیح می دهد که چه اتفاقی می افتد.
در مرحله بعددونستن این مطلب چگونه این تبدیل بین فشار و سرعت کار می کند مفید است. در حالی که در سرعت مافوق صوت جریان همگرا فشار را کاهش می‌دهد، سرعت را افزایش می‌دهد و چگالی را عمدتاً بی‌تأثیر می‌گذارد، در سرعت مافوق صوت جریان همگرا هم چگالی و هم فشار را افزایش می‌دهد در حالی که سرعت را کاهش می‌دهد.نازل اگزوز همگرا
با خروج گازهای خروجی از قسمت عقب موتور به سمت نازل اگزوز جریان می یابد. اولین قسمت نازل اگزوز و پلاگ اگزوز یک مجرای واگرا را تشکیل می دهند تا تلاطم در جریان هوا را کاهش بدهندو سپس گازهای خروجی به قسمت همگرا نازل اگزوز جریان میابه که در آن جریان توسط یک کوچکتر محدود میشه. دهانه خروجی از آنجایی که این یک مجرای همگرا را تشکیل میده سرعت گاز افزایش میده وطبیعتا نیروی رانش افزایش می یابد.
محدودیت باز شدن خروجی نازل اگزوز توسط دو عامل محدود می شود. اگر دهانه نازل خیلی بزرگ باشد، رانش از بین میره . اگر خیلی کم باشد، جریان در سایر اجزای موتور خفه می شود. یعنی نازل اگزوز به عنوان یک روزنه عمل میکنه که اندازه آن چگالی و سرعت گازها را هنگام خروج از موتور تعیین می کنه خوب این برای عملکرد رانش بسیار مهم است و تنظیم ناحیه نازل اگزوز هم عملکرد موتور و هم دمای گاز خروجی را تغییر می دهد. هنگامی که سرعت گازهای خروجی در دهانه نازل 1 ماخ می شود، جریان فقط با این سرعت عبور می کند - افزایش یا کاهش نمی یابد. جریان کافی برای حفظ 1 ماخ در دهانه نازل و داشتن جریان اضافی (جریان که توسط دهانه محدود می شود) چیزی را ایجاد می کند که به آن نازل خفه می گویندهمین جریان اضافی باعث ایجاد فشار در نازل می شود که گاهی اوقات فشار فشار نامیده می شود. اختلاف فشار بین داخل نازل و هوای محیط وجود دارد. با ضرب این اختلاف فشار در مساحت دهانه نازل، رانش فشار را میتونیم محاسبه کنیم . بسیاری از موتورها نمی توانند نیروی رانش فشاری ایجاد کنند زیرا بیشتر انرژی برای راندن توربین هایی که پروانه ها، فن های بزرگ یا روتور هلیکوپتر را می چرخانند، مصرف می شود.
نازل اگزوز همگرا - واگرا
اگه نسبت فشار موتور به اندازه کافی بالا باشد تا سرعت گازهای خروجی را تولید کنه که ممکن است از 1 ماخ در نازل خروجی موتور بیشتر بشه، با استفاده از یک نوع نازل همگرا-واگرا می توان نیروی رانش بیشتری به دست آورد. مزیت یک نازل همگرا-واگرا در اعداد ماخ بالا به دلیل نسبت فشار بالاتر در سرتاسر نازل اگزوز موتور بیشتر است.
پس هنگامی که سرعت گازهای خروجی بیشتر از 1 ماخ است، می توان از یک نازل همگرا-واگرا برای کمک به تولید نیروی رانش بیشتر استفاده کرد.
برای اطمینان از اینکه پس از رسیدن به سرعت صوت، وزن یا حجم ثابتی از گاز از هر نقطه معینی عبور می‌کند، قسمت پشتی یک مجرای اگزوز مافوق صوت بزرگ می‌شود تا وزن یا حجم اضافی گازی را که با نرخ‌های مافوق صوت جریان می‌یابد، در خود جای دهد. اگر این کار انجام نشود، نازل به طور موثر عمل نمی کند. این بخش واگرای مجرای اگزوز است.
هنگامی که یک کانال واگرا در ترکیب با یک کانال اگزوز معمولی استفاده می شود، به آن کانال اگزوز همگرا-واگرا می گویند. در نازل همگرا-واگرا، یا نازل C-D، بخش همگرا به گونه ای طراحی میشن که گازها را در حالی که زیر صوت باقی میمونه، کنترل میکنه و گازها را همانطور که به سرعت صوتی می رسند به گلوی نازل میرسونه . بخش واگرا گازها را کنترل می کند و سرعت آنها را پس از خروج از گلو و مافوق صوت افزایش می دهد. همانطور که گاز از گلوی نازل جریان می یابد، مافوق صوت (1 ماخ و بالاتر) می شود و سپس به بخش واگرای نازل می رود. از آنجایی که مافوق صوت است، به افزایش سرعت خود ادامه می دهد. این نوع نازل عموماً در وسایل نقلیه هوافضا با سرعت بسیار بالا استفاده می شود.این نکته در اینجا مهم هست سرعت صوت و دمای محیط ${\displaystyle c_{\mathrm {air} }=331.3~{\sqrt {1+{\frac {\theta }{273.15}}}}~~~~\mathrm {m/s} .}$و $c = \sqrt{\left(\frac{\partial P}{\partial \rho}\right)_T}$
یک نازل همگرا اجازه خروج مافوق صوت گازهای احتراق را نمی دهد، اما به دلیل دمای بالای آنها، سرعت صوت آنها به طور قابل توجهی بالاتر از هوای اطراف است. برای مثال در دمای 700 درجه سانتی گراد سرعت صوت در هوا 625 متر بر ثانیه است. از آنجایی که رانش عمدتاً با تفاوت در سرعت ورودی و خروجی هوای جریان یافته از یک موتور تعیین میشه، برای رانش مثبت به سرعت بالاتری نسبت به سرعت پرواز نیاز است. سرعت پایین پرواز مافوق صوت با یک نازل همگرا کاملاً امکان پذیر است.
حتما میگین پس چرا بخش دیفیوزر نیروی رانش در موتور جت ایجاد می کنه
خوب دیفیوزر جریان را کاهش می ده تا ترکیب سوخت و هوا و احتراق کمی دیرتر انجام بشه شما اگه فقط . روی سرعت ورود و خروج تمرکز کنید، هیچ نیروی رانشی وجود نخواهد داشت.
با این حال، اگر به فشارهای روی دیواره های پخش کننده نگاه کنید، نتیجه متفاوتی به دست میاورین . جریان آهسته تر به معنای فشار استاتیکی بالاتر است و فشار کل درست در خروجی کمپرسور در حال حاضر بالاترین میزان در کل موتور است. فشار روی دیوارهای پخش کننده در حال گشاد شدن، موتور را در واقع به دلیل شیب رو به جلو بردار فشار (که عمود بر دیواره های دیفیوزور عمل می کند) به جلو می راند. البته اگر جریان گرم نمی شد و در نتیجه در پایین دست شتاب بیشتری می گرفت، هیچ نیروی رانشی حاصل نمی شد. بنابراین دیفیوزر به تنهایی نیروی رانش ایجاد نمی کند. این تنها زمانی اتفاق می افتد که در داخل یک موتور جت در حال کار قرار گیرد.
و همچنین چرا نازل نیروی رانش به عقب را فراهم می کند؟
همیشه اینطور نیست، اما در اینجا نازل شکل همگرا دارد که به تسریع جریان مادون صوت کمک می کند و فشار باقیمانده را به سرعت تبدیل می کند. اکنون دیوارها دارای شیب رو به عقب هستند، بنابراین بردار فشار روی آنها یک جزء رو به عقب را ایجاد می کند. علاوه بر اینی ک سرعت جریان بالا در امتداد دیواره های نازل بزرگ باعث ایجاد اصطکاک میشن که باید در نظر گرفته شود.
. سهم رانش آن فقط ناشی از فشار رو به جلو است که بر روی آن وارد می شود.و آیا یک دیفیوزر نباید نیروی رانش به عقب را فراهم کند، زیرا سرعت خروجی کمتر از سرعت ورودی است و بنابراین m˙×(v−u) منفی است؟
قوانین بقا در فیزیک ابزار بسیار خوبی هستند. آنها به شما این امکان را می دهند که بدون نگاه کردن به جزئیات جزئی فرآیند واقعی، مقدار زیادی محاسبه کنید. و این مثال عالی است: شما می توانید نیروی رانش کل موتور را از تغییر تکانه سیال کار محاسبه کنید. اما این به شما نمی گوید که نیرو در واقع چگونه اعمال می شود، فقط مجموع نیروهای وارد بر کل موتور است.
تفکیک رانش جزییات جزئی فرآیند است. و در آن سطح، تنها راه ایجاد نیرو، فشار سیال است و از آنجایی که فشار همیشه عمود بر سطح عمل می کند، تنها سطوح رو به عقب می توانند بر روی آنها رانش به جلو داشته باشند، در حالی که هر سطح رو به جلوی رانش منفی بر آنها اثر می گذارد.
و در اسپرینکلر هم فرقی نمی کند. فشار داخل بر روی تمام دیوارها تأثیر می گذارد، اما در نازلی که آب به بیرون می ریزد، مقداری وجود ندارد، بنابراین نیروی وارد بر دیوار مقابل غالب است.کاربرد نازل و دیفیوزر گستره وسیعی را شامل شده و از موتورهای جت و فضاپیماها تا تجهیزات آبیاری فضای سبز را در بر می‌گیرد. نازل (nozzle) وسیله‌ایست که با کاهش فشار سیال، سرعت آن را افزایش می‌دهد. در سوی مقابل، دیفیوزر (diffuser) به وسیله‌ای گفته می‌شود که برعکس نازل عمل می‌کند. یعنی با کاهش سرعت سیال، فشار آن را بالا می‌برد. پس من میگم الف: نازل سرعت مایعات را افزایش می دهد ، در حالی که پخش کننده سرعت مایعات را کاهش می دهد. نازل توسط جت و موشک می تواند برای ایجاد رانش اضافی استفاده شود. در مقابل ، بسیاری از موتورهای جت از دیفیوزرها برای کند کردن هوای ورودی به موتور برای جریان یکنواخت تر استفاده می کنند. باز تاکید میکنمپخش کننده "وسیله ای برای کاهش سرعت و افزایش فشار استاتیک سیالی است که از سیستم عبور می کند". ... در مقابل ، از نازل برای افزایش سرعت تخلیه و کاهش فشار سیالی که از آن عبور می کند ، استفاده می شود. سطح مقطع نازل در جهت عبور سیال، برای جریان‌های فروصوت کاهش و برای جریان‌های فراصوت، افزایش می‌یابد. خلاف این موضوع هم برای دیفیوزر صادق است.نرخ انتقال حرارت بین سیال عبوری از داخل نازل و دیفیوزر و محیط اطراف آن معمولاً بسیار کوچک است (˙Q≈0) و در بسیاری از مسائل می‌توان از آن صرف نظر کرد. زیرا سرعت سیال، بسیار زیاد است و فرآیند به قدری سریع اتفاق می‌افتد که فرصتی برای انتقال حرارت باقی نمی‌ماند. همچنین، کار انجام شده و تغییر انرژی پتانسیل در نازل و دیفیوزر نیز برابر صفر است. ولی به دلیل سرعت بالای سیال در عبور از آنها، تغییرات انرژی جنبشی بسیار محسوس است و باید محاسبه شود$\large \dot{E}_{in} – \dot {E} _ {out} \: = \: \frac {dE_{system}} {dt} \: = \: 0$چرا قسمت پخش کننده باعث ایجاد رانش در موتور جت می شود؟در شروع چرخه هوا به موتور القا می شود و فشرده می شود. شتابهای عقب در طی مراحل کمپرسور و در نتیجه افزایش فشار ، یک نیروی واکنشی بزرگ در جهت جلو ایجاد می کند. در مرحله بعدی سفر ، هوا از طریق پخش کننده عبور می کند و در آنجا یک نیروی واکنشی کوچک اعمال می کند ، همچنین در جهت جلو من قسمت اول پاراگراف را درک می کنم که کمپرسور رانش رو به جلو را فراهم می کند ، زیرا هوا را به سمت عقب فشار می دهد (بنابراین فشرده می شود). اما چرا پخش کننده همچنین رانش رو به جلو را فراهم می کند؟ و همچنین چرا نازل رانش عقب را فراهم می کند؟، این غلظت مشابه نیز در اینجا نشان داده شده است که دیفیوزر با محاسبه نیروی فشار ، رانش مثبت ایجاد می کند.از درک من از مکانیک اساسی مایعات ، آیا نباید یک نازل مانند رانشگر در باغ یا یک شیلنگ آتش نشانی ، رانش به جلو ایجاد کند؟ و آیا یک پخش کننده نباید رانش عقب را فراهم کند ، زیرا سرعت خروجی از سرعت ورودی کمتر است و بنابراین m نقطه X (v - u) منفی است؟اما چرا پخش کننده همچنین رانش رو به جلو را فراهم می کند؟دیفیوزر سرعت جریان را کاهش می دهد تا کمی دیرتر اختلاط سوخت و هوا و احتراق آن کاهش یابد. اگر فقط روی سرعت ورود و خروج تمرکز کنید ، هیچ رانش دیگری وجود نخواهد داشت.
با این حال ، اگر به فشارهای وارد شده بر دیواره های پخش کننده نگاه کنید ، نتیجه متفاوتی ظاهر می شود. جریان کندتر به معنای فشار استاتیک بالاتر است و فشار کل در خروجی کمپرسور در حال حاضر بیشترین فشار در کل موتور است. فشار بر روی دیواره های پهن کننده منتشر کننده موتور را به دلیل شیب جلو بردار فشار (که عمود بر دیواره های انتشار عمل می کند) به جلو سوق می دهد.
مطمئناً اگر جریان گرم نشود و در نتیجه در پائین دست سرعت بیشتری بگیرد ، هیچ رانشی حاصل نمی شود. بنابراین پخش کننده به خودی خود محرک ایجاد نمی کند. این فقط وقتی اتفاق می افتد که درون موتور جت قرار بگیرد

موتورهای موشک رانش بیشتری نسبت به جت هواپیما دارند

من نمی توانم دلیلی پیدا کنم که چرا موشک ها در مقایسه با توربوجت ها می توانند نیروی رانش زیادی تولید کنند.
من می‌دانم که موشک‌ها منبع اکسیژن خود را حمل می‌کنند، زیرا هیچ اکسیژنی در فضا یا ناحیه بالایی جو ما وجود ندارد. و اینکه مراحل بالایی از هیدروژن برای برد طولانی تری استفاده می کنند.
اما با توجه به اینکه RP-1 اساساً نفت سفید است. شکل بسیار تصفیه شده نفت سفید که در جت ها استفاده می شود اما با این وجود نفت سفید استفاده می شود. آیا چیز دیگری وجود دارد که به مرحله اول موشک نیروی رانش باورنکردنی آن را می دهد یا فقط به سوخت RP-1 مربوط می شود؟
برای اولین بار، نه تنها به موتور، بلکه به کل سیستم پیشرانه نگاه کنید. این شامل مخازن، لوله کشی، کنترل ها، پمپ ها و موتور واقعی است. اکنون موشک بسیار کمتر مطلوب به نظر می رسد، به خصوص اگر اندازه تانک ها را برای مدت زمان مساوی اجرا کنید.
موشک به هیچ یک از قطعاتی که جلوتر از محفظه احتراق جت قرار دارد و همچنین نیازی به توربین ندارد. همچنین، این دستگاه که فقط برای رانش کامل طراحی شده است، نیازی به نازل قابل تنظیم ندارد. لطفاً به نصب موتور یک هواپیمای معمولی در زیر نگاه کنید (من سعی کردم اما نتوانستم سطح مقطع مناسب ورودی توربوجت پلاس را پیدا کنم):
طراحی برش موتور جت و ناسل
فقط قسمتی که برچسب "شعله افکن" و قسمت پشتی توربین دارد در واقع با موتور موشک قابل مقایسه است - همه چیزهای دیگر برای تنظیم و فشرده سازی هوا یا به حرکت درآوردن ماشین آلات توربو در جلو مورد نیاز است. یک موشک از تجملات تغذیه پیشران و اکسید کننده با نسبت مناسب، شرایط و فشار بالا برخوردار است، و از آنجایی که اکسید کننده عمدتاً اکسیژن مایع خالص است، پمپ های توربو برای فشرده سازی آن می تواند بسیار کوچکتر از ماشین های توربو یک جت باشد. که با مخلوط 80 درصد نیتروژن - 20 درصد اکسیژن گازها کار می کند.
موتور موشک بدون در نظر گرفتن سرعتی که حرکت می‌کند همان نیروی رانش را ایجاد می‌کند. به طور متفاوت، رانش موتور جت به سرعت بستگی دارد و با افزایش سرعت کاهش می یابد، زیرا به دلیل کشش قوچ. اگر دور موتور به سرعت اگزوز نزدیک شود تا حد زیادی بی فایده است. فرمول دقیق کارایی را می توان در اینجا یافت:
$\eta_p = \frac{2}{1 + \frac{v_e}{v}}$
در نتیجه، اگر سرعت واقعاً زیاد باشد، موتور موشک می تواند نیروی رانش بسیار بیشتری تولید کند.hope I helped you understand the question. Roham Hesami

[rohamavation]

: سیستم موتور جت

موتور جت نوعی موتور است که از شتاب دادن و تخلیه شاره برای ایجاد پیش رانش برپایه قانون سوم نیوتن استفاده می کند. با این تعریف گسترده موتورهایی مانند توربو جت و توربو فن و رم جت و موتور موشک ،گونه ای از موتور جت به شمار می روند . ولی معمولا منظور از موتور جت ، توربینی است که با بیرون دادن گاز داغ به کار می رود. اصول پایه کارکرد این نوع موتورها تقریبا ساده است ، بدین صورت که هوا از طریق یک مجرای ورودی به بخش کمپرسور وارد شده و متراکم می شود ، سپس هوای متراکم وارد محفظه احتراق شده و با اضافه شدن سوخت مشتعل می شود. گرمای ناشی از احتراق مخلوط هوا و سوخت باعث منبسط شدن و جریان یافتن آن به سمت انتهای موتور می گردد. این جریان منبسط شونده از میان یک سری پره های توربین عبور می کند که از طریق یک شفت به کمپرسور متصل شده اند. هوای منبسط شده توربین را به گردش در می آورد که در نتیجه باعث به حرکت در آمدن کمپرسور نیز می شوند. زمانی که هوای منبسط شونده بخش توربین را نیز پشت سر گذاشت با سرعتی بسیار بیشتر از زمانی که وارد موتور شده از آن خارج میشود که این تفاوت سرعت بین هوای ورودی و خروجی رانش مورد نیاز را ایجاد می کند. در واقع موتورهای توربو جت شتاب بسیار زیادی به حجم کمی از هوا می دهند یعنی ساده بگم موتورهای جت هواپیما را با نیروی زیادی به جلو حرکت می دهند که در اثر ضربه ای فوق العاده تولید می شود و باعث می شود هواپیما بسیار سریع پرواز کند. تمام موتورهای جت که به آنها توربین گاز نیز گفته می شود ، بر اساس یک اصل کار می کنند. موتور در قسمت جلو با یک فن هوا را جذب می کند. کمپرسور فشار هوا را افزایش می دهد.
در موتورهای توربینی یک قسمت وجود دارد که به هوا شتاب داده و سپس سرعت آنرا کاهش میدهد و با اینکار فشار و دمای گاز را افزایش میدهد. این هوا تا چهار بار ( بسته به قدرت فشرده کننده ) فشرده تر شده و به محفظه احتراق وارد میشود. سپس سوخت به داخل محفظه احتراق تزریق می شود و به صورت مداوم مشتعل می ماند یعنی در واقع این موتورها دارای احتراق مداوم می باشند. پس از مشتعل شدن سوخت با هوا فراورده ها افزایش حجم پیدا کرده و گاز های خروجی با سرعتی خیلی بیشتر از حالت ورودی آنها محفظه احتراق را ترک می کنند ودر همین جاست که تعدادی توربین قدرت قرار دارد و با جذب انرژی جنبشی آنها به حرکت در آمده و نیروی لازم برای قسمت فشرده کننده (کمپرسور) را فراهم میکند .تو موتورهای جت یک قسمت ورودی برای آوردن هوای آزاد به داخل موتور داریم "مجرای ورود" . مجرای ورود قبل از کمپرسور قرار میگیرد و تاثیر به سزایی در میزان تراست خالص موتور داردخوب ورودی SUBSONIC
برای هواپیماهایی زیر سرعت صوت هست مانند هواپیماهای مسافربری بزرگ، یک ورودی کوتاه، ساده و مستقیم تقریبا خوب کار میکند. ظاهر این نوع ورودی از قسمت بیرونی تا قسمت داخلی همراه با ضخامتی منحنی شکل مسطح میباشد و قسمت هایی در جلویی ترین بخش ورودی که دو منحنی داخلی و خارجی به یکدیگر متصل می شوند "لب یا لبه" ورودی میگن . ودر ساب سونیک از ورودی با لبه ای نسبتا کلفت استفاده میشودورودی SUPERSONIC
مجرای ورود برای هواپیماهای سوپرسونیک از لبه ی نازک و تیزی برخوردار می باشد. این لبه بخاطر کاهش اتلاف، کارایی که از موج هی ضربه ای (shock wave) در هنگام پرواز سوپرسونیک حاصل میشود، تیز شده اند.برای یک هواپیمای سوپرسونیک ، مجرای ورودی باید سرعت جریانهای هوا را قبل از ورود هوا به کمپرسور تا حد سرعت ساب سونیک کاهش دهد مثال اف 15
ورودی Hypersonic
در ورودی هواپیماهای هایپرسونیک . برای هواپیماهای رمجت مجرای ورودی باید سرعت بالای جریان هوا در سوزاننده های رمجت به شرایط سرعت ساب سونیک بیاورد. با دمای ایستایی بالا در این سرعت ، شکل تغییر پذیر ورودی نمیتواند انتخابی برای یک طراح ورودی باشد، برای اینکه ممکن است جریان هوا از میان لولاها سوراخ باز کند. برای هواپیماهای اسکرمجت گرمای محیط حتی خیلی بیشتر است چون سرعت پرواز آن بیشتر از رمجت است. ورودیهای اسکرمجت با بدنه ی هواپیما خیلی کامل شده و مجتمع هستند مثل X-43A
دقت کرده یک ورودی خوب هوا در سرعت های بالا اجازه ی مانور با زاویه ی حمله ی بیشتر و یک ور شدن بدون منقطع کردن جریان به کمپرسور را میدهد. چون مجرای ورود در کل کارکرد هواپیما مهم بوده و تاثیر دارد .هواپیماهای مدرن مسافربری و جنگنده از موتورهای توربین گازی که جت نامیده میشوند به عنوان پیشران استفاده میکنند و بین این موتورهای توربین گازی تفاوت های زیادی وجود دارد ولی همه ی آنها قسمت های مشترکی دارندهمه ی موتورهای توبین گازی یا همان جت یک نازل یا شیپوره دارند که با هدایت گازهای اگزوز به عقب، به جریان آزاد، تراست تولید میکنند. مکان قرار گرفتن نازل در موتورهای جت بعد از توربین قدرت و چنانچه موتور دارای پس سوز باشد بعد از آن قرار میگیرد و در حالت کلی در انتهای موتور جایی که گازهای اگزوز به هوا برخورد میکنند قرار دارد.ازل یک دستگاه بسیار ساده است، تنها لوله ای است که شکل مخصوصی داده شده است و گازهای گرم درون آن جریان دارندازل ها دارای گوناگونی شکلی و اندازه میباشند که به کاربرد موتورها در هواپیماها بستگی دارند، مانند توربوجت و توبوپراپ. اغلب موتورها یک نازل ثابت همگرا (convergent) دارند بیشتر با نام axisymmetric شناخته شده است. این نازل مانند آنهایی که در زیر توضیح داده شده فقط در جهت محور موتور تراست تولید میکند و به همین خاطر axisymmetric نامیده شده است. موتورهای توربوفن اغلب از نازل co-annular استفاه میکنه . جریان درونی موتور و گازهای داغ از خروجی میانی و جریان هوای فن از خروجی حلقه مانند خارج میشود. مخلوط این دو جریان باعث افزایش تراست میشود و همچنین باعث کم صدایی و تولید صدای کمتری نسبت به نازل همگرا میشودتوربوجت های پس سوز دار و توربوفن ها به شکلی از نازل همگرا-واگرا (CD) که تغییر پذیر باشد احتیاج دارند. نازل CD یا (convergent-divergentدر این نازل جریان هوا ابتدا در باریکترین ناحیه که گلوگاه نامیده میشود به مرکز همگرا شده سپس در قسمت واگرا انبساط یافته و خارج میشود. شکل تغییر پذیر نازل باعث میشود که این نازل ها رفتار بیشتری نسبت به شکل ساده و ثابت نازل داشته باشند. اما شکل تغییر پذیر نازل زمانی کارآمد خواهد شد که در موتوری با جریان هوای عریض تر از موتوری با یک نازل ثابت معمولی استفاده شود. همچنین موتورهای راکتی از نازل برای سرعت دادن به گازهای خروجی و تولید تراست استفاده میکنند. موتورهای راکتی معمولا یک نازل ثابت CD دارند که قسمت واگرای آن بزرگتر از نوعی است که در موتورهای جت استفاده میشود
چرا نازل های موتور جت منطقه قابل تنظیم بیشتر محدود به استفاده نظامی می شوند؟یک نازل متغیر به تنظیم فشار خروجی گازهای احتراق به فشار محیط کمک می کند. هنگام خروج از توربین ، گازهای احتراق هنوز مقداری فشار باقیمانده دارند که توسط یک خط همگرا از نازل به سرعت تبدیل می شود
اگر گازهای احتراق دارای فشار کافی برای شتاب دادن به سرعت مافوق صوت باشند ، در واقع نازل ابتدا همگرا و سپس واگرا است تا بهترین شتاب جریان حاصل شود. جریان همگرا و زیر صوت تا جایی شتاب می گیرد که در قسمتی با کوچکترین ناحیه که گلو نامیده می شود ، سرعت صوت به دست می آید و بخش واگرا زیر ، جریان مافوق صوت فعلی را بیشتر می کند تا فشار آن به فشار محیط کاهش یابد. این نازل باید سطح مقطع حلق و سطح مقطع خروجی را تنظیم کند. عدم استفاده صحیح از ناحیه گلو به معنای از دست دادن قابل توجه رانش در عمل است.
نازل فن متغیر سعی می کند برای جریان فن همان کاری را انجام دهد که نازل معمولی برای جریان اصلی جت انجام می دهد. بنابراین این در واقع یک مفهوم مرتبط است و به بهینه سازی عملکرد هم در سرعت کم و هم در بالا کمک می کند
استارت موتورهای جت و توربینی
برای روشن شدن یک موتور توربینی یقینا به یک آغازگر و راه انداز نیاز میباشد همانطور که برای روشن شدن یک موتور پیستونی نیاز است. ولی بین استارت یک موتور پیستونی و یک موتور توربینی تفاوت زیادی وجود داردیک تفاوت اساسی استارت موتورهای جت با استارت موتورهای پیستونی در این است که در موتورهای پیستونی بیشترین فشار و بار وارد بر روی استارت در لحظات اول است و آن به دلیل این است که در این موتورها کافی است میل لنگ با دور متوسطی بچرخد و پیستون ها بتوانند هوا را به اندازه کمپرس کنند و موتور با قدرت خود به کار ادامه دهد. و چنانچه استارت در این موتورها خراب شود میتوان آنرا به طرق دیگر روشن کرد . یعنی استارت در این موتورها ارزش حیاتی پایینی دارد چون میتوان با هل دادن یک ماشین آنرا روشن کرد.
و اما در موتورهای توربینی استارت از اهمیت بسیار بالایی برخوردار میباشد بطوریکه به هیچ وجه نمیتوان این موتورها را بدون داشتن یک استارت بکار گرفت. نکته ی مهم اینجاست که در موتورهای جت برخلاف موتورهای پیستونی بیشترین فشار و بار بر استارت قبل از قطع جرقه، زمانی است که بار وارد بر کمپرسور افزایش میابد. تفاوت اساسی دیگر که در ظاهر خود را نشان میدهد مدت زمان استارت خوردن است.در موتورهای پیستونی مدت زمان استاندارد استارت خوردن حدود 1.8 ثانیه است و در موتورهای سرحال این مقدار کمتر نیز هست که البته در مور موتورهای قدیمی بحث نمیکنم. این درحالی است که مقدار زمان لازم برای استارت خوردن یک موتور توربینی معمولی با قدرت نسبی hp 120 حدود 100 ثانیه است. البته این زمان در هر موتوری متفاوت است ولی موتور هر چه قدر کوچکتر باشد به زمان کمتری احتیاج دارد و برعکس.
هدف از سیستم استارت شتاب دادن به موتوراست تا لحظه ای که توربین ها بتوانند قدرت کافی برای ادامه ی سیکل کاری موتور را تهیه کنند. به این نقطه از سرعت توربین ها "سرعت خودکفایی" میگویند. استارترها انواع مختلفی را دارند ولی همان طور که گفته شد هدف همه ی استارترها یکی است و آن رساندن دور موتور به سرعت خودکفایی و در موتورهای بدون توربین رساندن موتور به نقطه ی خودکفایی است.Hot start استارتی است که در آن حرارت گازهای اگزوز از حد مجاز تجاوز میکند. چنانچه در زمان استارت زدن موتور روشن نشود، سوخت نسبتا زیادی (در موتورهای بزرگ) ارد محفظه ی احتراق میگردد. در اینحالت اگر دوباره استارت زده شود میتواند منجر به Hot start شود. برای جلوگیری از Hot start سیستمی کار گذاشته است که سیستم تخلیه یا Drain نامیده میشود و چنانچه موتور در استارتهای اولیه روشن نشود این سیستم سوخت داخل محفظه ی احتراق را تخلیه میکند.انواع استارت برای موتورهای توربینی عبارتند از:
1. استارت الکتریکی
2. استارت الکتریکی که بعد از استارت زدن آلترناتور شود
3. استارت فشنگی یا استارت با سوخت جامد
4. استارت بادی
5. استارت با احتراق هوا و سوخت
6. استارتر با موتور هیدرولیکی
7. استارت دستی یا هندلی
8. استارتر با سوخت یک پایه
استارت الکتریکی
نیروی واکنش در کدام نقطه (های) موتور جت عمل می کند؟من از کتاب جان اندرسون میگم نیروی رانش تولید شده توسط موتور ناشی از خالص نیروهای مختلف است که بر سطوح مختلف موتور وارد می شود. رانش تولید شده تابعی از سرعت جریان جرم و تغییر سرعت است $T = \dot{m} (V_{e}-V_{\inf})$. بنابراین ، به جای شتاب به تنهایی ، باید به هر دوی این موارد توجه شود. مکان حداکثر رانش تولید شده با نوع موتور متفاوت است.
برای موتورهای جت بای پس بالا مانند موتورهای مسافربری تجاری مدرن ، بیشتر رانش توسط فن بای پس انجام می شود. اگرچه شتاب در اینجا بزرگترین نیست ، اما جرم x شتاب است- بنابراین این جایی است که رانش حداکثر است. حداکثر نیروهای واکنش در آنجا اعمال می شود
در مورد توربوجت های خالص ، رانش (تقریباً تمام) توسط هسته تولید می شود. برای توربوفن های کم گذر ، جایی در وسط قرار دارد و سهم شیر از رانش توسط هسته تولید می شود.
توجه داشته باشید که بیشتر نیروی راکتیو به دلیل فشار زیاد و ناحیه رو به جلو (به دلیل تغییرات سطح مقطع) در این ناحیه به دیفیوزر و کمپرسور وارد می شود. این فشار زیاد بر روی محفظه احتراق نیز تأثیر می گذارد و نیروی واکنش را افزایش می دهد.
در توربین و نازل ، تغییرات در سطح مقطع باعث ایجاد یک سطح رو به جهت عقب می شود ، جایی که فشار گاز عمل می کند و در نتیجه نیرویی در جهت مخالف کمپرسور اعمال می شود. نتیجه خالص همه این نیروها نیروی محرکه را می دهد.[
در موتور جت اصلی ، هوا وارد ورودی جلو می شود و فشرده می شود . سپس هوا مجبور می شود وارد محفظه های احتراق شود که در آن سوخت به داخل آن پاشیده می شود و مخلوط هوا و سوخت مشتعل می شود. گازهایی که تشکیل می شوند به سرعت منبسط می شوند و از پشت محفظه های احتراق تخلیه می شوند. این گازها در همه جهات نیروی مساوی را اعمال می کنند و با فرار به عقب ، نیروی محرک جلو را ایجاد می کنند. وقتی گازها از موتور خارج می شوند ، از مجموعه ای از تیغه های فن مانند (توربین) عبور می کنند ، که شفتی را به نام محور توربین می چرخاند. این شافت به نوبه خود کمپرسور را می چرخاند و در نتیجه منبع تازه ای از هوا را از طریق ورودی وارد می کند. در زیر یک انیمیشن از یک موتور جت جدا شده وجود دارد که روند ورود هوا ، فشرده سازی ، احتراق ، خروج هوا و چرخش محور را توضیح می دهد.این فرایند اساس عملکرد موتورهای جت است ، اما دقیقاً چگونه چیزی مانند فشرده سازی (فشردن) رخ می دهد؟ برای کسب اطلاعات بیشتر در مورد هر یک از چهار مرحله ایجاد نیروی محرکه توسط موتور جت-
موتور حجم زیادی از هوا را در مراحل فن و کمپرسور می مکد. یک موتور معمولی جت تجاری در حین بلند شدن 1.2 تن هوا در ثانیه می گیرد - به عبارت دیگر ، می تواند در کمتر از یک ثانیه هوا را در زمین اسکواش خالی کند. مکانیسم مکش موتور جت در هوا تا حد زیادی بخشی از مرحله فشرده سازی است. در بسیاری از موتورها ، کمپرسور مسئول مکیدن هوا و فشرده سازی آن است. برخی از موتورها دارای یک فن اضافی هستند که بخشی از کمپرسور نیست تا بتواند هوای اضافی را وارد سیستم کند. فن سمت چپ ترین جزء موتور است که در بالا نشان داده شده است.
چلاندن، فشار دادنSQUEEZE
کمپرسور علاوه بر کشیدن هوا به داخل موتور ، هوا را تحت فشار قرار داده و به محفظه احتراق می رساند. کمپرسور در تصویر بالا درست در سمت چپ آتش در محفظه احتراق و در سمت راست فن نشان داده شده است. فن های فشاری توسط توربین توسط یک شفت رانده می شوند (توربین به نوبه خود توسط هوایی که از موتور خارج می شود هدایت می شود). کمپرسورها می توانند نسبت تراکم بیش از 40: 1 را بدست آورند ، بدین معنی که فشار هوا در انتهای کمپرسور بیش از 40 برابر هوای ورودی به کمپرسور است. با قدرت کامل ، تیغه های یک کمپرسور معمولی تجاری با سرعت 1000 مایل در ساعت (1600 کیلومتر در ساعت) می چرخند و 2600 پوند (1200 کیلوگرم) هوا در ثانیه می گیرند.
همانطور که در تصویر بالا مشاهده می شود ، فن های سبز رنگ که کمپرسور را تشکیل می دهند ، به تدریج کوچکتر و کوچکتر می شوند ، همانطور که حفره ای که هوا باید از آن عبور کند ، کوچک می شود. هوا باید به سمت راست ، به سمت محفظه های احتراق موتور حرکت کند ، زیرا فن ها می چرخند و هوا را در این جهت هل می دهند. نتیجه این است که مقدار معینی از هوا از یک فضای بزرگتر به یک فضای کوچکتر منتقل می شود و در نتیجه فشار افزایش می یابد.
انفجارBANG
در محفظه احتراق ، سوخت با هوا مخلوط می شود تا انفجار ایجاد شود ، که مسئول انبساطی است که هوا را به توربین وادار می کند. درون موتور معمولی جت تجاری ، سوخت در محفظه احتراق تا 2000 درجه سانتیگراد می سوزد. دمای ذوب فلزات این قسمت از موتور 1300 درجه سانتیگراد است ، بنابراین باید از تکنیک های پیشرفته خنک کننده استفاده کرد.
محفظه احتراق وظیفه دشواری دارد که مقدار زیادی سوخت را از طریق نازل های اسپری سوخت ، با حجم وسیعی از هوا که توسط کمپرسور تامین می شود ، بسوزاند و گرمای حاصله را به گونه ای آزاد کند که هوا منبسط شده و شتاب دهد. جریان صاف گاز گرم شده یکنواخت این کار باید با حداقل افت فشار و با حداکثر انتشار گرما در فضای محدود موجود انجام شود.
میزان سوخت اضافه شده به هوا بستگی به افزایش دمای مورد نیاز دارد. با این حال ، حداکثر دما به محدوده خاصی محدود می شود که توسط موادی که پره ها و نازل های توربین از آنها ساخته شده است ، تعیین می شود. با انجام کار در کمپرسور ، هوا در حال حاضر بین 200 تا 550 درجه سانتی گراد گرم شده است ، و از روند احتراق نیاز به افزایش دما در حدود 650 تا 1150 درجه سانتی گراد را ایجاد می کند. از آنجا که دمای گاز نیروی رانش موتور را تعیین می کند ، محفظه احتراق باید بتواند احتراق پایدار و کارآمد را در طیف وسیعی از شرایط عملکرد موتور حفظ کند.
هوایی که توسط فن وارد می شود و از هسته موتور عبور نمی کند و بنابراین برای احتراق استفاده نمی شود ، که حدود 60 درصد از کل جریان هوا را تشکیل می دهد ، به تدریج به لوله شعله وارد می شود تا دمای داخل احتراق را کاهش دهد. و دیواره های لوله شعله را خنک کنید.
دمیدنBLOW
واکنش گاز منبسط شده - مخلوط سوخت و هوا - که در توربین مجبور می شود ، فن و کمپرسور را هدایت می کند و با ایجاد نیروی محرک ، از نازل خروجی خارج می شود.
بنابراین ، توربین وظیفه تأمین قدرت برای حرکت کمپرسور و لوازم جانبی را بر عهده دارد. این کار را با استخراج انرژی از گازهای داغ آزاد شده از سیستم احتراق و گسترش آنها به فشار و دمای کمتر انجام می دهد. جریان مداوم گاز که توربین در معرض آن قرار دارد ممکن است در دمای بین 850 تا 1700 درجه سانتی گراد وارد توربین شود که باز هم بسیار بالاتر از نقطه ذوب تکنولوژی مواد فعلی است.
برای تولید گشتاور محرک ، توربین ممکن است شامل چندین مرحله باشد که در هر مرحله از یک ردیف پره های متحرک و یک ردیف پره های راهنمای ثابت برای هدایت هوا به صورت دلخواه بر روی پره ها استفاده شده است. تعداد مراحل بستگی به رابطه بین توان مورد نیاز جریان گاز ، سرعت دورانی که باید تولید شود و قطر پرم توربین دارد.تمایل به تولید راندمان بالای موتور دمای ورودی توربین بالا را می طلبد ، اما این امر مشکلاتی را ایجاد می کند زیرا پره های توربین برای عملکرد و دوام طولانی مدت در دمای بالاتر از نقطه ذوب مورد نیاز است. این تیغه ها ، در حالی که داغ می درخشند ، باید به اندازه کافی قوی باشند تا بارهای گریز از مرکز را به دلیل چرخش با سرعت زیاد حمل کنند.
برای کار در این شرایط ، هوای خنک از بسیاری از سوراخ های کوچک تیغه خارج می شود. این هوا در نزدیکی تیغه باقی می ماند و از ذوب شدن آن جلوگیری می کند ، اما از عملکرد کلی موتور کاسته نمی شود. از آلیاژهای نیکل برای ساخت پره های توربین و پره های راهنمای نازل استفاده می شود زیرا این مواد خواص خوبی را در دمای بالا نشان می دهند

استفاده از O2 خالص برای احتراق موتور جت

گر جت ها O2 خالص را برای احتراق حمل کنند، آیا کارآمدتر خواهند بود؟
چرا فرآیند احتراق از تمام اکسیژن موجود در هوا استفاده نمی کند؟ آیا به این دلیل است که گازهای دیگر در راه هستند و در مکان مناسبی برای کمک به واکنش نیست؟
آیا مهندسان مقدار سوخت را در فرآیند محدود می کنند زیرا می دانند که بخشی از اکسیژن به دلیل نزدیکی (فقدان آن) به سوخت برای احتراق در دسترس نخواهد بود؟
چه مقدار سوخت در یک موتور جت مدرن نسوخته باقی می ماند؟ من فکر می کردم که یک پس سوز برای استفاده از سوختی است که به نوعی بدون احتراق تمام مراحل را طی می کند؟
آیا استفاده از O2 خالص اجازه سوختن کامل سوخت را نمی دهد؟
در نهایت، من فرض می کنم دمای 2000-2500 درجه سانتیگراد ذکر شده برای سوختن اکسیژن است. اگرچه می دانم که اکسیژن قابل اشتعال نیست، مطمئنم همه چیز در یک نقطه می سوزد. من نمی خواهم در واقع اکسیژن را بسوزانم.
فشرده سازی در قسمت جلویی موتور جت هوا را گرم می کند و احتراق دوباره دمای آن را افزایش می دهد. برای دستیابی به عملکرد کارآمد، این گرمایش باید محدود شود. اگر هوا بیش از تقریباً گرم شود. 2000 کلوین، افزودن انرژی بیشتر منجر به تفکیک گاز با افزایش حرارت بیشتر کمتر می شود. از آنجایی که رانش با انبساط هوا از طریق گرمایش تولید می شود، افزایش دمای احتراق بالای 2000 کلوین منجر به افزایش رانش کمتر برای مقدار سوخت مصرفی می شود. پیشرفته ترین موتورها (F-119 و EJ-200) دارای دمای ورودی توربین 1800 کلوین هستند و موتورهای غیرنظامی چند 100 کلوین کمتر از آن کار می کنند. تعداد 2000 - 2500 درجه سانتیگراد (2300 - 2800 K) که از پاسخ قبلی دریافت کردید بسیار زیاد است.
اکسیژن در حال حاضر بین 2000 تا 4000 کلوین بسته به فشار شروع به تفکیک می کند، در حالی که نیتروژن عمدتاً بالای 8000 کلوین تفکیک می شود. رقم 2000 کلوین در بالا یک حد نرم است، اما این دما همچنین یک چالش برای مواد محفظه احتراق و مواد محفظه احتراق است. توربین، و تکنیک هایی مانند خنک کننده فیلم اجباری هستند. همانطور که می بینید، استفاده از اکسیژن خالص به میزان زیادی باعث افزایش اتلاف راندمان ناشی از تفکیک می شود، زمانی که فناوری اجازه می دهد تا توربین را در دماهای بالاتر از 1800 کلوین راه اندازی کند. اگر هوا دارای محتوای اکسیژن کمتری باشد، برای موتورهای جت بهتر است.
برای استفاده بهینه از سوخت، هوای بسیار بیشتر از آنچه برای احتراق استوکیومتری مورد نیاز است، در یک هسته توربوجت یا توربوفن مدرن استفاده می شود. ایده این است که گاز را تا آنجا که ممکن است از نظر فنی و اقتصادی گرم کنید.
اکسیژن بیش از حد باعث ایجاد مشکلاتی می شود که عمدتاً با افزایش میزان اکسیدهای نیتروژن تولید شده توسط موتور جت می باشد. با این حال، به دستیابی به احتراق تا حد زیادی کامل کمک می کند، حتی اگر برخی از واکنش ها نه در محفظه احتراق، بلکه در مراحل بعدی اتفاق بیفتد. احتراق هرگز به طور کامل کامل نمی شود، و اجزای باقیمانده نسوخته با یک تابع نمایی معکوس در طول زمان متناسب هستند.اگر جت ها O2 خالص را برای احتراق حمل کنند، آیا کارآمدتر خواهند بود؟هوا حدود 21 درصد اکسیژن دارد. بخش عمده هوا از نیتروژن غیر قابل اشتعال است. آیا احاطه کردن سوخت جت تنها با O2 باعث احتراق کارآمدتر و تمیزتر نمی شود؟اگر اکسیژن کمتری در اطراف وجود داشته باشد، موتورها حتی تمیزتر خواهند بود، زیرا در حال حاضر در 21٪ O2 آنها با نسبت سوخت به هوا بسیار پایین تر از حد مطلوب استوکیومتری کار می کنند.
اگر مقدار هوای جاری در هسته یک توربوفن مدرن را در نظر بگیرید، خواهید دید که مقدار اکسیژنی که باید در دسترس باشد، مقدار سوخت را کم می کند و بیشتر آن نمی سوزد، بلکه در نقش خود جایگزین نیتروژن می شود. به عنوان گاز فرآیند اگر بار و برد قابل توجهی باقی بماند، نمی‌توان آن را با هواپیما حمل کرد یا از هوای اطراف جدا کرد.دلیل این امر این است که دمای شعله "آدیاباتیک" (یعنی با فرض عدم انتقال حرارت) برای احتراق کامل تمام اکسیژن هوا حدود 2000 درجه سانتیگراد است. به این واقعیت اضافه کنید که کمپرسور می تواند هوای ورودی را در برخی موارد تا 500 درجه سانتیگراد از پیش گرم کند و در خروجی از محفظه احتراق دمای 2500 درجه سانتیگراد را مشاهده خواهید کرد.
موتور جتی که بتواند از تمام اکسیژن هوای ورودی استفاده کند، مطابق با اصول چرخه کارنو کارآمدتر خواهد بود، اما اگر از "unobtanium" ساخته نشود، ذوب می شود و از هم می پاشد.
یک موتور جت برای انجام دو کار به یک توربین نیاز دارد. اولین مورد این است که کمپرسور خودش را هدایت کند. مورد دوم این است که یک بار را به حرکت درآوریم (یا یک پروانه یا فن). از این رو قرار دادن توربین در مسیر اگزوز اجتناب ناپذیر است
یک موشک در مسیر اگزوز توربین ندارد و در نتیجه می تواند در دمای بسیار بالایی که از سوختن اکسیژن ایجاد می شود کار کند. همچنین دارای سرعت‌های خروج بسیار بالایی از اگزوز است که به طرز ناامیدکننده‌ای در نوع سرعت وسیله نقلیه مورد نیاز برای هوانوردی عمومی ناکارآمد هستند، اما برای سفرهای فضایی بسیار عالی هستند، جایی که هرچه انرژی بیشتری بتوانید به هر تن پیشران بدهید، پیشرانه کمتری خواهید داشت. حمل. همچنین بیشتر راکت‌ها تا به امروز، برخلاف موتورهای جت، یکبار مصرف بوده‌اند.
بنابراین ما در موتورهای جت گیر کرده ایم که به دلیل مشکلات مواد قادر به استفاده از تمام اکسیژن موجود در سوخت نیستند. یکی از راه های افزایش قدرت موتور جت (اما نه بازده) استفاده از پس سوز است. این در واقع یک محفظه احتراق دوم است، در پشت توربین، که در آن می توان سوخت بیشتری سوزاند. این مقدار زیادی انرژی بیشتر ایجاد می کند، اما نیروی رانش اضافی نسبتا کمی ایجاد می کند. انرژی جنبشی=0.5mv^2 در حالیکه تکانه=mv را به خاطر بسپارید. برای تولید نیروی رانش کارآمد باید سرعت اگزوز را با سرعت خودرو مطابقت دهید، و پس سوز این کار را انجام نمی دهد، زیرا هدف آن کارایی نیست، فقط افزایش سریع و کثیف قدرت است.
روی تخته طراحی توربین‌های گازی بسیار بزرگ در نیروگاه‌ها طرح‌هایی وجود دارد که گاز توربین پس از خنک شدن با انبساط به محفظه احتراق دوم و سپس از طریق توربین دوم فرستاده می‌شود تا میانگین بالاتری را ایجاد کند. دمای افزودن گرما و بهبود راندمان با این حال مزایای آن اندک است و تا آنجا که من می دانم هنوز امتحان نشده است. من گمان می کنم که همیشه برای هوانوردی بسیار پیچیده باشد.
قابل دوام تر از اکسیژن تزریق آب است. در حال حاضر از آب/بخار برای خنک کردن توربین های گاز صنعتی استفاده می شود که باعث کاهش مقدار هوایی که باید توسط کمپرسور پمپ شود، راندمان را بهبود می بخشد. با این حال، شما هنوز هم باید آن را حمل کنید. گزینه دیگر (که از توربین های گاز صنعتی نیز به عاریت گرفته شده است) قرار دادن یک مبدل حرارتی در جریان گاز خروجی است تا بخار برای یک پروانه یا فن با توربین بخار تولید شود. اساساً،موتورهای saber موتورهای واکنشی هر چه مقدار پیشرانه نسبت به سوخت بیشتر باشد، انرژی کارآمدتری دارند. در موتور جت، پیشرانه هوا است که اتفاقاً از قبل حاوی اکسیژن بیشتری از آنچه برای سوزاندن سوخت نیاز است، دارد. موتور سابر با سوزاندن هوای اتمسفر در محفظه های احتراق کار می کند. سپس از گرما برای توربو شارژ موتور استفاده می کند. ... این کلاس جدید از موتورهای هوافضا به گونه ای طراحی شده است که هواپیماها را قادر می سازد از حالت سکون در باند تا سرعت های بیش از پنج برابر سرعت صوت در جو عمل کنندداین طرح شامل یک موتور موشک سیکل ترکیبی تک با دو حالت کار است.حالت تنفس هوا ترکیبی از یک کمپرسور توربو با یک پیش خنک کننده هوای سبک وزن است که درست در پشت مخروط ورودی قرار گرفته است. در سرعت‌های بالا، این پیش‌کولر هوای داغ و فشرده‌شده با قوچ را خنک می‌کند، که در غیر این صورت به دمایی می‌رسد که موتور نمی‌تواند تحمل کند، که منجر به نسبت فشار بسیار بالایی در موتور می‌شود. هوای فشرده متعاقباً وارد محفظه احتراق موشک می شود و در آنجا همراه با هیدروژن مایع ذخیره شده مشتعل می شود. نسبت فشار بالا به موتور این امکان را می دهد که نیروی رانش بالایی را در سرعت ها و ارتفاعات بسیار بالا ارائه دهد. دمای پایین هوا امکان استفاده از آلیاژ سبک را فراهم می‌کند و موتور بسیار سبک وزن را برای رسیدن به مدار ضروری می‌سازد. علاوه بر این، برخلاف مفهوم توری، پیش خنک کننده SABRE هوا را مایع نمی کند و به آن اجازه می دهد کارآمدتر کار کنر تئوری این ممکن است برای یک هواپیمای بسیار سریع که به سرعت اگزوز بسیار سریع نیاز دارد تغییر کند، اما طراحی موتور باید بیش از حد تغییر کند تا به این سوال مرتبط باشد.
مزیت کلی از سوزاندن کارآمدتر (به استثنای برخی نیازهای عملکردی خاص) نیز بهره وری بهتر سوخت خواهد بود. به دست آوردن راندمان سوخت بهتر به قیمت حمل اکسیژن اضافی بعید است مفید باشد..

[rohamavation]

ویژگی های اساسی یک سیستم کنترل اتوماتیک پرواز

الف) سیستم کنترل یک سیستم دینامیکی می باشد.(معادلات دیفرانسیلی سیستم)
ب) لزوم اندازه گیری مقادیر خروجیهای کنترلی(Feedback)
ج) مقابله و رفع اثر اغتشاشات خارجی(Disturbances)
د) لزوم پایداری سیستم کنترل(Stability)
ه) مفهوم کنترل پذیری سیستم (Controllability)
و) مفهوم مشاهده پذیری سیستم (Observability)
1) تعریف سیستم کنترل اتوماتیک پرواز
AFCS
متشکل از یک سیستم کنترل اتوماتیک است، که سعی می کند متغیرهای حرکتی وسیله پرنده را به طور یکپارچه و یا بطور مجزا کنترل نماید. در تعاریف قدیمی تر به آن خلبان خودکار(Autopilot) نیز گفته می شود.
4) اجزاء یک سیستم کنترل اتوماتیک پرواز
هواپیما (Plant)
عملگرها(Actuators)
سنسورها(Sensors)
سیستمهای انتقال حرکت (Power Transmitters)
کنترلر یا کامپیوتر پرواز (Controller)
هواپیما (Plant)
در AFCS، دینامیک هواپیما به عنوان موضوع کنترلی با توابع تبدیل ناشی از تقریبات حرکت معرفی می گردد:
الف) توابع تبدیل مود پریودیک کوتاه (در سیستم کنترل زاویه حمله و فراز)
ب) توابع تبدیل مود فیوگوئید(در سیستم کنترل سرعت)
ج) توابع تبدیل تقریب یک درجه(در سیستم کنترل زاویه غلت)
د) توابع تبدیل تقریب 2 درجه (در سیستم کنترل زاویه لغزش و دمپر سمتی)
البته در حالت کلی می توان از معادلات کامل حرکتهای طولی و عرضی نیز در هر مورد استفاده نمود.
) عملگرهای هواپیما (Actuators)
1- شهپرها (Ailerons)
2- سکان افقی (Elevator)
3- سکان عمودی (Rudder)
4- دریجه تغذیه سوخت(Throttle)
فرامین از تابع تبدیل مرتبه اول با ثابت

عملگرهای هواپیما (Actuators)
1- شهپرها (Ailerons)
2- سکان افقی (Elevator)
3- سکان عمودی (Rudder)
4- دریجه تغذیه سوخت(Throttle)
دینامیک عملگر:
برای نشان دادن میزان کندی و تاخیر عملگرها در پاسخ به فرامین از تابع تبدیل مرتبه اول با ثابت زمانی استفاده می شود:
) سنسورها و وسایل اندازه گیری متغیرهای حرکت (Sensors)
1- سنسورهای موقعیت
2) سنسورهای سرعت
3) سنسورهای وضعیت
4) سنسورهای سرعت زاویه ای
دینامیک سنسورها:
معمولا سنسورها را با یک ضریب تبدیل ثابت نشان می دهند.
در حالت مدلسازی دقیق برای نشان دادن دینامیک سنسور از تابع تبدیل مرتبه دوم استفاده می شود:
- سنسورهای موقعیت
ارتفاع سنج فشاری (Altimeter)
سیستم ناوبری اینرسی(Inertial Navigation system)
سیستم تعیین موقعیت جهانی(Global Positioning System)
) سنسورهای سرعت
سرعت سنج هوایی(Air Speed Indicator)
سرعت سنج راداری (Doppler RADAR)
سرعت سنج ژیروسکوپی (GILA)
سیستم ناوبری اینرسی(Inertial Navigation system)
- سنسورهای وضعیت
ژیروسکوپ قائم (Gyro vertical)
ژیروسکوپ سمتی (Directional Gyro)
سیستم تعیین وضعیت و سمتAHRS (Attitude & Heading Reference System)
سیستم ناوبری اینرسیINS (Inertial Navigation System)
) سنسورهای سرعت زاویه ای
ژیروسکوپ های نرخی (Rate Gyroscopes)
سیستم ناوبری اینرسی(Inertial Navigation system)
سیستمهای انتقال حرکت (Power Transmitters)
سیستمهای هیدرولیکی(Hydraulic Systems)
سیستمهای بادی (Pneumatic Systems)
عملگرهای الکتریکی (Electric Actuators)

) انواع سیستمهای کنترل پرواز هواپیما
الف) سیستمهای افزاینده پایداری (Stability Augmentation Systems)(SAS)
فصل 9 کتاب مک لین
ب) سیستمهای کنترل وضعیت (Attitude Control Systems)(ACS)
فصل 10 کتاب مک لین
ج) سیستمهای کنترل مسیر(Flight Path Control Systems)
فصل 11 کتاب مک لین
) سیستمهای افزاینده پایداری (SAS) Stability Augmentation Systems

وظیفه این سیستم ها افزایش میرایی نوسانات طبیعی هواپیما و تامین معیارهای خوشدستی می باشد. بیشتر در جنگنده ها و در فازهای پروازی سیر (غیر مانوری) فعال می شود.
طراحی کنترلر در سیستمهای افزاینده پایداری (SAS)
طراحی کنترلر در این سیستمها که سیستمهای پایدارساز هستند، بر اساس فیدبک حالت انجام می گیرد.
State Feedback
فیدبک حالت ترکیبی خطی از کلیه متغیرهای حالت می باشد، که نیازمند اندازه گیری کلیه متغیرهای حالت است.
مثال: سیستم افزاینده پایداری حرکت طولی هواپیما(مود پریود کوتاه)
3)

چرا هواپیماهای تجاری چتر نجات ندارن

ببین اول هواپیماهای تجاری بزرگند و و با سرعتی در حدود 450 تا 600 مایل در ساعت حرکت میکنن - حالا با پرش مسافران به احتمال زیاد به کنارهن است هواپیما برخورد می کند و باعث جراحت و مرگ احتمالی میشن دلیل اصلی بعدی نداشتن پاراشوت در هواپیماهای تجاری برای همه مسافران کاربردی نبستش. پاراشوت دوست من بزرگ و گران هستند ما تو طراحی هواپیما به اولین نکته که نگاه میکنیم صرفه اقتصادی اونه اره میشه روی حتی بدنه نصب کرد و موقع سقوط بدنه از بالها جدا بشه در حالی که به هر حال پاراشوت بی فایدهستش .خروج از هواپیمای ناپایدار با پاراشوت (در حین پرواز باز کردن دربها خیلی سخته . اگر هواپیما در حال چرخشه و شما در کنار در باشین ممکنه به بیرون پرتاب بشین و سپس با سایر قسمت های بدنه هواپیما برخورد کنین.
استفاده از پاراشوت کار آسانی نیستش. این نیاز به مقدار زیادی آموزش داره من که هوا فضا میخونم بلد نیستم حتی ندیدمش یعنی فقط مدل نظامیشو اونو یباردیدم ببین
در ارتفاع ۳۵ هزار پایی (۳ برابر ارتفاع معمولی پرش) همه مسافران به تجهیزات مورد نیاز در ارتفاع بالا مانند اکسیژن ماسک، لباس پرواز کلاه ایمنی و ارتفاع سنج نیاز دارند تا بتوانند پرش داشته باشند.تو این ارتفاع با پاراشوت معمولی که هیچی با پاراشوت حرفه ای بدون تجهیزات مدل غیرنظامی معمولاً سایبان بیشتری دارن این به معنای فرود آهسته تر و فرود نرم تره اما احتمال برخورد به هم هم هست دچار بیماری کمی اکسیژن شده و بعدا به هوش بیایند، البته اگر پاراشوت به طور اتوماتیک در ارتفاع ۱۵ تا ۲۰ هزار پایی باز بشه. البته همه این‌ها خیلی خوش‌بینانه هست زیرا هواپیما سرعت بسیار بالایی داره و آن‌قدر بزرگه که امکان داره مسافران زمانی که می‌پرند به خود هواپیما برخورد کرده و آسیب ببینن
پرش از هواپیما در ارتفاع بالاتر نیاز به اکسیژن اضافی داره و نیاز به آموزش ویژه داره.
پاراشوت باید به طور دوره ای نگهداری شوند. نگهداری چند صد پاراشوت در هر هواپیما زمان ایده آل هواپیما را افزایش می دهد که منجر به افزایش هزینه میشه
استفاده از پاراشوت برای کودکان و افراد دارای معلولیت به معنای واقعی کلمه غیرممکنه
اون ایده اتصال کابین
باز کردن یک کابین تحت فشار در ارتفاع بالاتر باعث کاهش ارتفاع به دلیل ورود شدید هوا می شود و وضعیت را حتی بدتر می کنه
پرش با پاراشوت به یک سکوی ثابت و یک هواپیمای ثابت نیاز داره. اما در یک هواپیمای تجاری که در شرایط خطرناک قرار دارد عملا غیرممکنه.
حتی اتصال بدنه و جداشدن هنگام سقوط قرار دادن یک سیستم پیچیده شکسته و پاراشوتدر هواپیما سنگینه به این معنی که مسافران کمتر یا سوخت یا محموله کمتری در هواپیما خواهند داشت. تمام این وزن اضافی باید به اطراف منتقل بشه و به سوخت نیاز داره. ببین آنها به بررسی های منظم تعمیر و نگهداری نیاز دارن
که هزینه دیگریه. و آنها فقط بسیار بسیار نادر مفیدند
بنابراین غیرممکنه که اضافه کردن تجهیزات جدید را برای سناریویی که یک بار در طول زندگی انجام میشه توجیه کرد