هوافضا

مدیران انجمن: parse, javad123javad

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

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 پرفشار و دومی موتور بای پس است که در آن بیشتر هوای فشرده شده توسط یک فن، احتراق هسته و توربین موتور را دور می زند.
به طور کلی هر موتور از چهار جزء ضروری تشکیل شده است: کمپرسور، محفظه احتراق، توربین و نازل . کمپرسور فشار هوای ورودی را قبل از احتراق افزایش می دهد و توربین که کار را از احتراق تحت فشار گرم استخراج می کند. محصولات، در قلب موتور قرار دارند. نقش توربین قدرت تامین نیروی رانش نیست بلکه به حرکت در آوردن 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.
نمودار یک موتور جت توربین گاز معمولی. هوا هنگام ورود به موتور توسط پره های فن فشرده شده و در قسمت احتراق با سوخت مخلوط و می سوزد. گازهای داغ خروجی، نیروی رانش به جلو را فراهم می کنند و توربین ها را می چرخانند که پره های فن کمپرسور را به حرکت در می آورند.
. نمودار یک موتور جت توربین گازی معمولی. هوا هنگام ورود به موتور توسط پره های فن فشرده شده و در قسمت احتراق با سوخت مخلوط و می سوزد. گازهای داغ خروجی، نیروی رانش به جلو را فراهم می کنند و توربین ها را می چرخانند که پره های فن کمپرسور را به حرکت در می آورند.
توربوجتتصویر
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. 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 قسمت‌های جداگانه تقسیم می‌شوند تا تنش‌های گریز از مرکز در کمپرسور و پره‌های توربین را کاهش دهند و به قسمت‌های مختلف کمپرسور و توربین اجازه می‌دهند تا با سرعت‌های مختلف کار کنند تا راندمان کار بهینه شود.
برای سرعت های مافوق صوت پایدار، یک موتور توربوجت باقی می ماند و گزینه ای جذاب برای پیشرانه هواپیما است.
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 $سرعت هوای خروج از موتور است. بنابراین نیرویی برابر و مخالف بر روی موتور اعمال می شود که تراست خالص نامیده می شود. اصطلاح$ \dot{m} U_j$ را نیروی حرکتی 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 بهینه سازی عملکرد موتور جت معمولاً دو پارامتر در نظر گرفته می شود: نیروی رانش خاص (ST) موتور و مصرف سوخت خاص (SFCنرخ جریان جرمی سوخت مورد نیاز برای تولید یک واحد رانش. به طور کلی طراح توربین دو متغیر ترمودینامیکی برای بهینه سازی این دو موجودیت 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 امکان 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 بسیار مهم 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 برای 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 سرعت های مختلف پرواز و ارتفاع پرواز، عملکرد توربوجت متفاوت خواهد بود، زیرا سرعت جریان جرمی و کشش حرکتی 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، اما رانش خاص 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 گفتم، سرعت خروجی بالای موتورهای توربوجت اجازه نمی دهد که راندمان پیشرانه بالایی برای هواپیماهای غیرنظامی مورد نیاز 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 همان توربوجت است که دارای کمپرسور، محفظه احتراق و توربین قدرت است، همانطور که در شکل 2 نشان داده شده است. با این حال موتور دارای یک توربین دوم است که یک فن بزرگ را 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 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 دارای نسبت بای پس (نرخ جریان جرمی هوای بای پس تقسیم بر سرعت جریان جرمی هوای عبوری از هسته) حدود 0.3 تا 1.5 بودند. 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، موتور سه‌قرن‌ه‌ای ایجاد می‌کنند.
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 زیر 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 نیروی محرکه و فن نصب شود تا توربین سریعتر کار کند. مثلطراحی مطمئناً مستلزم زمان توسعه قابل توجهی است و احتمالاً جریمه وزنی را متحمل خواهد شد که بیشتر از مزایای افزایش BR است.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

در لایه های مرزی: آرام، آشفته و اصطکاک پوستی
دیدگاه کلیدی پراندتل در توسعه لایه مرزی این بود که به عنوان یک تقریب مرتبه اول، تفکیک هر جریان روی یک سطح به دو ناحیه معتبر است: یک لایه مرزی نازک در نزدیکی سطح که در آن نمی توان اثرات ویسکوزیته را نادیده گرفت، و یک ناحیه ای خارج از لایه مرزی که ویسکوزیته آن ناچیز است. ماهیت لایه مرزی که در نزدیکی سطح بدن تشکیل می شود، به طور قابل توجهی بر نحوه تعامل مایع و بدن تأثیر می گذارد. از این رو، درک لایه‌های مرزی برای پیش‌بینی میزان کشش هواپیما ضروری است، و بنابراین یک الزام اجباری در هر دوره اول آیرودینامیک است.
لایه های مرزی به دلیل چسبندگی یا ویسکوزیته ذاتی سیال ایجاد می شوند. هنگامی که یک سیال روی یک سطح جریان می یابد، سیال به مرز جامد می چسبد که اصطلاحاً به آن "شرایط بدون لغزش" می گویند. از آنجایی که جهش ناگهانی در سرعت جریان برای الزامات تداوم جریان ممکن نیست، باید یک ناحیه کوچک در داخل سیال، نزدیک به جسمی که سیال بر روی آن جریان دارد، وجود داشته باشد، جایی که سرعت جریان از صفر به سرعت جریان اصلی افزایش می‌یابد. این منطقه به اصطلاح لایه مرزی است.
نمای U شکل لایه مرزی را می توان با تعلیق یک خط مستقیم رنگ در آب و اجازه دادن به جریان سیال برای تغییر خط رنگ مشاهده کرد . فاصله یک ذره رنگ تحریف شده تا موقعیت اصلی خود متناسب با سرعت جریان است. سیال در دیوار ساکن است، سرعت دور شدن از دیوار افزایش می‌یابد و سپس به مقدار جریان اصلی ثابت u_0$ $در فاصله \دلتا برابر با ضخامت لایه مرزی همگرا می‌شود.
طرح لایه مرزی آرام
برای بررسی بیشتر ماهیت جریان در لایه مرزی، اجازه دهید لایه مرزی را به مناطق کوچک موازی با سطح تقسیم کنیم و سرعت سیال را در هر یک از این مناطق ثابت فرض کنیم ما ثابت کرده‌ایم که لایه مرزی توسط ویسکوزیته هدایت می‌شود. بنابراین، مناطق مجاور در لایه مرزی که با سرعت های کمی متفاوت حرکت می کنند، باید نیروی اصطکاک بر یکدیگر وارد کنند. این شبیه به این است که شما دست خود را روی سطح میز می‌گذارید و نیروی اصطکاک را روی کف دست خود احساس می‌کنید. تنش های برشی$ \tau$ داخل سیال تابعی از ویسکوزیته یا چسبندگی سیال$ \mu $و همچنین گرادیان سرعت $du/dy$ هستند:
$ \tau = \mu \frac{\mathrm{d}u}{\mathrm{d}y}$
که در آن y مختصاتی است که فاصله از مرز جامد را اندازه گیری می کند که "دیوار" نیز نامیده می شود.
پراندل ابتدا اشاره کرد که نیروهای برشی در جریان اصلی به دلیل ویسکوزیته کم اکثر سیالات و تقریباً یکنواختی سرعت جریان در جریان اصلی ناچیز است. با این حال، در لایه مرزی، تنش‌های برشی قابل‌توجهی که توسط گرادیان‌های سرعت تند ایجاد می‌شوند، ایجاد می‌شوند.
بنابراین سؤال مربوط این است: آیا این دو منطقه بر یکدیگر تأثیر دارند یا می توان آنها را جداگانه تحلیل کرد؟
پراندتل استدلال کرد که برای جریان در اطراف اجسام روان، ضخامت لایه مرزی مرتبه‌ای کوچکتر از ضخامت جریان اصلی است و بنابراین میدان‌های فشار و سرعت در اطراف یک جسم روان ممکن است بدون توجه به وجود لایه مرزی تحلیل شوند.
حذف اثر ویسکوزیته در جریان آزاد یک ساده سازی بسیار مفید در تجزیه و تحلیل جریان است. فرض پراندل به ما اجازه می دهد تا جریان اصلی را با استفاده از معادله برنولی یا معادلات جریان تراکم پذیری که قبلاً در مورد آن صحبت کردیم مدل کنیم و این یک انگیزه بزرگ در توسعه سریع آیرودینامیک در قرن بیستم بود. امروزه این مهندس مجموعه‌ای از ابزارهای محاسباتی پیشرفته را برای مدل‌سازی ماهیت لزج کل جریان در اختیار دارد. با این حال، ایده تقسیم جریان به یک جریان اصلی و لایه مرزی چسبناک هنوز برای بینش اساسی در مورد آیرودینامیک اساسی ضروری است.
لایه های مرزی آرام و متلاطم
یک مثال ساده که به خوبی فیزیک لایه‌های مرزی را نشان می‌دهد، مسئله جریان بر روی یک صفحه تخت است.
توسعه لایه مرزی بر روی یک صفحه مسطح شامل انتقال از لایه مرزی آرام به لایه مرزی آشفته.
سیال از سمت چپ با سرعت جریان آزاد U_0 و به دلیل شرایط بدون لغزش به داخل جریان دارد.
نزدیک به سطح صفحه پایین می آید. از این رو، یک لایه مرزی شروع به تشکیل در لبه جلو می کند. همانطور که سیال بیشتر به سمت پایین حرکت می کند، تنش های برشی بزرگ و گرادیان های سرعت در لایه مرزی ایجاد می شود. با پیشروی بیشتر در پایین دست، سیال بیشتر و بیشتری کند می شود و بنابراین ضخامت، \ دلتا، لایه مرزی رشد می کند. از آنجایی که هیچ خط تیزی وجود ندارد که لایه مرزی را از جریان آزاد جدا کند، معمولاً این فرض وجود دارد که لایه مرزی تا جایی گسترش می یابد که سرعت سیال به 99٪ جریان آزاد می رسد. در هر زمان و در هر فاصله x از لبه جلویی، ضخامت لایه مرزی$ \delta$ در مقایسه با x کوچک است.
در نزدیکی لبه جلویی، جریان کاملاً آرام است، به این معنی که سیال را می‌توان تصور کرد که در لایه‌ها یا لایه‌هایی حرکت می‌کند که مخلوط نمی‌شوند. در اصل، لایه‌های سیال بدون هیچ گونه تبادل ذرات سیال بین لایه‌های مجاور، روی یکدیگر می‌لغزند. سرعت جریان در هر لایه خیالی ثابت است و با فاصله از سطح افزایش می یابد. بنابراین تنش برشی درون سیال کاملاً تابعی از ویسکوزیته و گرادیان سرعت است.
بیشتر در پایین دست، جریان آرام ناپایدار می شود و ذرات سیال شروع به حرکت عمود بر سطح و همچنین موازی با آن می کنند. بنابراین، جریان طبقه بندی شده قبلی شروع به مخلوط شدن می کند و ذرات سیال بین لایه های مجاور مبادله می شوند. به دلیل این حرکت به ظاهر تصادفی، این نوع جریان به نام آشفته شناخته می شود. در یک لایه مرزی آشفته، ضخامت دلتا به دلیل اختلاط بیشتر در جریان اصلی با سرعت بیشتری افزایش می‌یابد. اختلاط عرضی سیال و تبادل تکانه بین لایه‌های منفرد باعث ایجاد نیروهای برشی اضافی به نام تنش‌های رینولدز می‌شود. با این حال، بی نظمی های تصادفی و اختلاط در جریان آشفته نمی تواند در مجاورت نزدیک سطح رخ دهد، و بنابراین یک زیر لایه چسبناک در زیر لایه مرزی آشفته تشکیل می شود که در آن جریان آرام است.
یک مثال عالی که تفاوت‌های جریان آشفته و آرام را متضاد می‌کند، دود بلند شده از سیگار است.
جریان آرام و متلاطم در دود
با بالا آمدن دود از ناحیه ای با جریان آرام آرام به ناحیه ای با جریان آشفته ناپایدار تبدیل می شود. ماهیت جریان، آرام یا متلاطم، در یک پارامتر واحد به نام عدد رینولدز بسیار کارآمد ثبت می شود.
$Re = \frac{\rho U d}{\mu}$
که در آن \rho چگالی سیال، U سرعت جریان محلی، d طول مشخصه ای است که هندسه را توصیف می کند، و \mu ویسکوزیته سیال است.
یک عدد رینولدز بحرانی در منطقه 2300-4000 وجود دارد که برای آن جریان از آرام به آشفته تبدیل می شود. برای مثال صفحه بالا، طول مشخصه فاصله از لبه جلو است. بنابراین d با پیشروی به سمت پایین دست افزایش می‌یابد و عدد رینولدز را افزایش می‌دهد تا زمانی که در نقطه‌ای جریان از آرام به آشفته تبدیل شود. هرچه سرعت جریان آزاد U سریعتر باشد، فاصله از لبه جلویی که در آن این انتقال رخ می دهد کمتر است.
پروفیل های سرعت
به دلیل درجات مختلف اختلاط سیال در جریان های آرام و متلاطم، شکل دو لایه مرزی متفاوت است. افزایش سرعت سیال در حال دور شدن از سطح (جهت y) باید پیوسته باشد تا یک مقدار منحصر به فرد گرادیان سرعت $du/dy $تضمین شود. برای یک تغییر ناپیوسته در سرعت، گرادیان سرعت $du/dy$، و در نتیجه نیروهای برشی$ \tau = \mu \frac{\mathrm{d}u}{\mathrm{d}y}$ بی‌نهایت خواهد بود، که بدیهی است که اینطور نیست. در واقعیت امکان پذیر است از این رو، سرعت به آرامی از صفر در دیواره در نوعی توزیع سهموی افزایش می یابد. هر چه از دیوار دورتر می شویم، گرادیان سرعت کمتر می شود و عمل کندکننده تنش های برشی کاهش می یابد.
در مورد جریان آرام، شکل لایه مرزی در واقع کاملاً صاف است و در طول زمان تغییر زیادی نمی کند. با این حال، برای یک لایه مرزی متلاطم، فقط شکل متوسط ​​لایه مرزی به نیمرخ سهموی که در بالا بحث شد، تقریب می‌یابد.
مشخصات سرعت لایه مرزی آرام در مقابل آشفته
در لایه آرام، انرژی جنبشی سیال جریان آزاد صرفاً به وسیله ویسکوزیته، یعنی تنش های برشی اصطکاکی، به سیال آهسته تر در نزدیکی سطح منتقل می شود. از این رو، یک لایه سیال خیالی نزدیک به جریان آزاد در امتداد یک لایه مجاور نزدیک به دیوار می کشد و غیره. در نتیجه، بخش قابل توجهی از سیال در لایه مرزی آرام با سرعت کاهش یافته حرکت می کند. در یک لایه مرزی متلاطم، انرژی جنبشی جریان آزاد نیز از طریق تنش های رینولدز منتقل می شود، یعنی تبادل تکانه ناشی از در هم آمیختگی ذرات سیال. این منجر به افزایش سریعتر سرعت دور از دیوار و افزایش بیشتر می شود
اسرعت سیال یکنواخت در کل لایه مرزی به دلیل وجود زیرلایه چسبناک در مجاورت دیوار، تنش برشی دیوار در یک لایه مرزی آشفته با معادله معمول $ \tau = \mu \frac{\mathrm{d}u}{\mathrm{d}y}$ این بدان معنی است که به دلیل گرادیان سرعت بیشتر در دیوار، تنش برشی اصطکاکی در یک مرز آشفته بیشتر از یک لایه مرزی کاملاً آرام است.
کشش اصطکاک پوست
سیالات فقط می توانند دو نوع نیرو وارد کنند: نیروهای عادی ناشی از فشار و نیروهای مماسی ناشی از تنش برشی. کشش فشار پدیده ای است که زمانی رخ می دهد که جسمی عمود بر جهت جریان سیال باشد. کشش اصطکاک پوست نیروی برشی اصطکاکی است که بر جسمی که موازی با جریان است اعمال می‌شود و بنابراین نتیجه مستقیم لایه مرزی چسبناک است.
به دلیل تنش برشی بیشتر در دیوار، کشش اصطکاک پوست برای لایه‌های مرزی آشفته بیشتر از لایه‌های آرام است. کشش اصطکاک پوست در پروفیل های آیرودینامیکی ساده غالب است، به عنوان مثال. ماهی، بال هواپیما یا هر شکل دیگری که بیشتر سطح آن با جهت جریان همسو باشد. برای این پروفیل ها، حفظ یک لایه مرزی آرام ترجیح داده می شود. به عنوان مثال، دم هلالی شکل ماه بسیاری از پستانداران دریایی یا ماهی ها برای حفظ یک لایه مرزی آرام نسبتاً ثابت در هنگام نوسان دم از یک طرف به سمت دیگر تکامل یافته است.

یکی از دانشجویان دکترای پراندتل، پل بلاسیوس، بیانی تحلیلی برای شکل یک لایه مرزی آرام بر روی یک صفحه مسطح بدون گرادیان فشار ایجاد کرد. بیان بلاسیوس بارها توسط آزمایشات تأیید شده است و به عنوان یک استاندارد در دینامیک سیالات در نظر گرفته می شود. دو کمیت مهم که مورد توجه طراح هستند عبارتند از ضخامت لایه مرزی \دلتا و تنش برشی در دیوار$ \tau_w$ در فاصله x از لبه جلو. ضخامت لایه مرزی توسط
$ \delta=\frac{5.2 x}{\sqrt{Re_x}}$
با$ Re_x $عدد رینولدز در فاصله x از لبه جلو. به دلیل وجود x در صورت‌دهنده و$ \sqrt{x} $در مخرج، ضخامت لایه مرزی متناسب با $x^{1/2} $است و بنابراین در ابتدا قبل از ته‌نشین شدن به سرعت افزایش می‌یابد.
بعد، می‌توانیم از عبارت مشابهی برای تعیین تنش برشی دیوار استفاده کنیم. برای انجام این کار ابتدا یک عدد غیر بعدی دیگر به نام ضریب درگ تعریف می کنیم
$C_f=\frac{\tau_w}{1/2 \rho U_f^2}$
که مقدار تنش برشی در دیوار است که توسط فشار دینامیکی جریان آزاد نرمال شده است. به گفته بلاسیوس، ضریب درگ اصطکاک پوست به سادگی توسط عدد رینولدز کنترل می شود
$C_f=\frac{0.664}{\sqrt{Re_x}}$
این مثال ساده قدرت اعداد بدون بعد را که قبلاً در مورد آزمایش تونل باد ذکر کردیم، تکرار می کند. اگرچه تنش برشی در دیوار یک کمیت بعدی است، اما ما توانسته‌ایم آن را صرفاً به عنوان تابعی از دو کمیت غیربعدی Re و$ C_f$ بیان کنیم. با ترکیب دو معادله بالا می توان تنش برشی را به صورت نوشتاری نوشت
$\tau_{w}=\frac{0.332 \rho u_f^2}{\sqrt{Re_x}}$
و بنابراین متناسب با $x^{-1/2}$ مقیاس می شود و با افزایش فاصله از لبه جلویی به سمت صفر میل می کند. مقدار $\tau_w$ تنش برشی اصطکاکی در یک نقطه x از لبه جلو است. برای یافتن مقدار کل درگ $D_{sf} $اعمال شده بر روی صفحه، باید همه مشارکت‌های $\tau_w$ را در طول صفحه جمع کنیم (ادغام کنیم).
$D_{sf} = 0.332 \rho U_f^2 \int_0^L \frac{\mathrm{d}x}{\sqrt{Re_x}}=\frac{0.664 \rho U_f^2 L}{\sqrt{\rho U_f L / \mu}} = \frac{0.664 \rho U_f^2 L}{\sqrt{Re_L}}$
که در آن Re_L اکنون عدد رینولدز جریان آزاد است که با استفاده از طول کل صفحه L محاسبه می شود. مشابه ضریب اصطکاک پوست$ C_f$، می توانیم ضریب کشش اصطکاک کل پوست $\eta_f $را تعریف کنیم.
$\eta_f = \frac{2D_{sf}}{\rho U_f^2 L} = \frac{1.328}{\sqrt{Re_L}}$
بنابراین، C_f را می توان برای محاسبه مقدار محلی تنش برشی در نقطه x از لبه جلو استفاده کرد، در حالی که \eta_f برای یافتن مقدار کل کشش اصطکاک پوستی که بر روی سطح اعمال می شود استفاده می شود.
متأسفانه، با توجه به ماهیت آشفته جریان آشفته، ضخامت لایه مرزی و ضریب کشش پوست برای یک لایه مرزی آشفته را نمی توان به راحتی به روشی نظری تعیین کرد. بنابراین برای تعریف تقریب های تجربی این مقادیر باید به نتایج تجربی تکیه کنیم. اجماع علمی این روابط به شرح زیر است:
$\delta = \frac{0.37 x}{(Re_x)^{0.2}}$
$\eta_f = \frac{0.074}{(Re_L)^{0.2}}$
بنابراین ضخامت یک لایه مرزی متلاطم متناسب با$ x^{4/5}$ (سریعتر از رابطه $x^{1/2}$ برای جریان آرام) رشد می‌کند و ضریب کشش اصطکاک کل پوست با$ L^{-1/5 $تغییر می‌کند. } (همچنین سریعتر جریان آرام). از این رو، ضریب کشش کل پوست مشاهدات کیفی را که قبلاً انجام دادیم تأیید می کند که تنش های برشی اصطکاکی در یک لایه مرزی آشفته بیشتر از یک لایه آرام است.
پوست
کشش اصطکاکی و طراحی بال
واقعیت تاسف بار برای طراحان هواپیما این است که جریان آشفته در طبیعت بسیار رایج تر از جریان آرام است. تمایل به تصادفی بودن جریان به جای لایه ای بودن را می توان به روشی مشابه قانون دوم ترمودینامیک تفسیر کرد. این واقعیت که آنتروپی در یک سیستم بسته فقط افزایش می‌یابد به این معناست که اگر به حال خود رها شود، وضعیت در سیستم از نظم به سمت بی‌نظمی گرایش پیدا می‌کند. و جریان سیال هم همینطور است.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

مسیر واقعی هوا در یک موتور توربوجت چگونه است؟در حالی که ویکی‌پدیا مسیر جریان را به صورت محوری توصیف می‌کند، نمی‌دانم آیا مسیر می‌تواند به جای آن مارپیچ باشد.
، بخش 4 مربوط به مسیر جریان واقعی است و بخش‌های 2 و 3 دلایل آن را فهرست می‌کنند. بخش 5 سوال من است.
1. توضیح معمول در سطح بالا
جریان هوا را در موتور جت به روشی ساده توضیح می دهد:تصویر
در تصویر مشخص نیست، یک استاتور با پره هایی بعد از هر روتور وجود دارد تا فشار را در سمت فشار پره ها افزایش دهد و جریان را برای مرحله بعدی آبشار صاف کند، در غیر این صورت فشرده سازی وجود ندارد و موتور خواهد بود. یک فن گران قیمت این سوال را برای تصویری که استاتورها را نشان می دهد، ببینید.
2. در نظر گرفتن تیغه و پره ها
تصویر معمول مسیر، با در نظر گرفتن تیغه ها و پره ها، به صورت زیگزاگی است، شبیه به:تصویر
مسیر بالا برای تیغه ها و پره های بی حرکت معتبر به نظر می رسد، تیغه های نادیده گرفته شده در حرکت چرخشی هستند. اگر به توضیح کمی دقیق تر بپردازیم، مسیر به این صورت اصلاح می شود:تصویر
سمت فشار پره ها به سمت بالا و سمت فشار تیغه ها به سمت پایین است.
3. در نظر گرفتن چرخش تیغه
با چرخش تیغه ها، تیغه های مرحله دوم در حالی که هوا در مرحله اول حرکت می کند حرکت می کنند. در حین چرخش، تیغه های مرحله دوم هوای قدیمی تر را منحرف می کنند، که اکنون با استفاده از پره ای که پایین تر از پره ای است که از مرحله اول خارج شده است، از مرحله دوم خارج می شود (در این مدت هوای مرحله اول به مرحله دوم رسیده است، اما توسط یک پره منحرف می شود. تیغه بالایی و غیره):
تصویر
بنابراین مسیر هوا کمی مارپیچ می شود، مقدار دقیق جابجایی مارپیچ بستگی به نسبت بین سرعت محوری هوا و سرعت زاویه ای پره ها دارد. این لزوماً فاصله زاویه ای پره های دقیق (یا مضربی از آن) نیست.
4. تصویری به ظاهر سازگارتر از مسیر هوا
اگر این روش درست کار می کند، جریان کلی ترجیح می دهد مارپیچ باشد تا محوری، چیزی شبیه به این:
تصویر
5. سوال: تیغه ها و پره ها چگونه بر مسیر کلی هوا تأثیر می گذارند؟ چگونه می توان مسیر هوا را بهتر توضیح داد، با توجه به اینکه پره ها ثابت نیستند؟
من به دنبال برخی جزئیات هستم، شاید هندسه تیغه/پره ها و سرعت هوا، نه یک نمای بیش از حد ساده شده.
تصویر
تصویر شبیه سازی CFD را برای موتور جت نشان می دهد
تقریباً به اندازه تصویر شما، اما آشفته تر و نه به همان اندازه چرخش کامل.
بیایید هر بار یک دیسک روتور بگیریم.
هر تیغه روی هر دیسک مانند یک بال است. هوا به سمت آن هجوم می آورد. و در حال حرکت به سمت پایین (یا از طرف دیگر) است. دادن زاویه حمله به تیغه
در یک بال، هوا به پایین رانده می شود.
بنابراین، یک دیسک در یک طرف هوا را به سمت پایین فشار می دهد، از طرف دیگر به سمت بالا، سمت چپ و راست بالا و پایین - دیسک استاتور آن را برای روتور بعدی صاف می کند. و به همین ترتیب، یعنی یک چرخش پله ای.
اگر استاتور جریان را معکوس کند، زاویه حمله بسیار زیادی برای روتور گیرنده خواهد بود، یعنی روتور متوقف می شود. بنابراین، چرخش پله ای منطقی تر است.
در حالی که یک پروانه، یک کمپرسور محوری و یک توربین در کاری که انجام می‌دهند متفاوت هستند، نمی‌دانم چرا شکل پیچ‌پنجله پروانه‌ای که من در اینجا در موردش پرسیدم.
ge برای هر دیسک چرخشی حامل تیغه های ایرفویل-
تصویر
- به جز در قدر و خواص ترمودینامیکی.
برای تکمیل تصویر CFD قبلی، در اینجا دو مورد دیگر وجود دارد:
کمپرسور ترانسونیک سه مرحله ای.
تجزیه و تحلیل اندرکنش روتور-استاتور و اندازه گیری تیغه به تیغه در کمپرسور جریان محوری دو مرحله ای
استاتورها هوا را می چرخانند
تیغه ها هوا را از حالت چرخشی خارج می کنند
بنابراین اگر به چندین ردیف از جفت های استاتور-تیغه نگاه کنید، جریان هوا مانند یک مارپیچ پلکانی به نظر می رسد. این ویدیو توضیح خوبی از این نظریه دارد:
اگر می خواهید نگاه خوبی به داخل موتورها داشته باشید،
تیغه ها و پره ها بر جریان تاثیر می گذارند به طوری که جریان مسیر آبشارها را دنبال می کند. اصل کمپرسور این است که پره ها تکانه زاویه ای جریان را افزایش می دهند. بنابراین، جریان به نوعی شبیه پیچ در نقاشی شما است، اما فقط برای چند ساعت. پره ها تکانه زاویه ای را حذف می کنند و آن را به انرژی درونی سیال هماهنگ می کنند. در حالت ایده آل، جریان در جهت محوری در خروجی یک پره است. آبشارهای تیغه ای و پره ای به صورت متناوب نصب می شوند، به طوری که جریان به صورت محوری - پیچی - محوری - پیچی .... توربین برعکس عمل می کند. پره ها تکانه زاویه ای ایجاد می کنند که در آبشارهای تیغه ها حذف می شود.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

چرا هواپیماها از موتور جت جریان محوری به جای موتور جت گریز از مرکز فشرده تر استفاده می کنند؟موتورهای جت جریان محوری فضای زیادی را اشغال می کنند. موتورهای جت گریز از مرکز فشار بالایی ایجاد می کنند. آیا می توانید یک پمپ هوای گریز از مرکز ایجاد کنید که به اندازه یک موتور جت محوری هوا را فشار دهد. موتورهای هوای گریز از مرکز از تحقیقات من به سرعت های بالاتری می رسند. معایب اصلی موتورهای هوای گریز از مرکز از موتورهای محوری استاندارد چیست؟کمپرسورهای گریز از مرکز فقط یک موتور فشرده تر را در جریان جرم کم تولید می کنند که به معنای رانش کم است.
مقدار نیروی رانشی که یک موتور می تواند ایجاد کند متناسب با سطح ورودی و سرعت خروجی اگزوز است. افزایش دومی نامطلوب است، زیرا انرژی و در نتیجه مصرف سوخت متناسب با مجذور سرعت است. بنابراین طراحان موتور، جریان جرمی را برای به دست آوردن نیروی رانش بیشتر، نه سرعت بیشتر، هدف قرار می دهند.
از آنجایی که آنها ساختارهای سه بعدی هستند، در یک طراحی جامد اولیه (که در جت های اولیه و توربین های کوچک مدرن می بینید)، حجم کمپرسور گریز از مرکز به نسبت قطر آن افزایش می یابد، در حالی که ناحیه جلویی، که جریان جرمی آن را محدود می کند و بنابراین رانش آن تنها با مجذور قطر افزایش می یابد. این یک قانون مکعب مربع ایجاد می کند.
بخش‌های بزرگ واقعی با کانال‌های روشن‌کننده و خنک‌کننده پر شده‌اند، بنابراین قانون جرم به ناحیه پیچیده‌تر است. با این حال، نمی تواند اثر حجم را به طور کامل حذف کند. نتیجه نهایی این است که جرم کمپرسورهای گریز از مرکز به طور قابل توجهی سریعتر از جریان جرمی آنها رشد می کند.
در بالاترین سطوح توان، کمپرسورهای گریز از مرکز حتی برای ماشین‌آلات نیروگاه ثابت به‌شدت سنگین می‌شوند، جایی که دوام بیشتر از وزن است، بنابراین بزرگترین نیروگاه‌های بار پایه تمام محوری کار می‌کنند. با کمپرسورهای محوری، طراحی مسطح با یک مسیر جریان هوا کوتاه اجازه می دهد تا جرم فقط متناسب با جریان جرمی رشد کند و موتورهای بسیار قوی را می توان در ابعاد معقول ساخت.
در هر دو مورد این قانون مکعب مربع خالص نیست، اما چیزی شبیه k1*جریان جرم^[2.5, 2.8] برای گریز از مرکز در مقابل k2*جریان جرمی^[2.2, 2.4] برای محوری است، که در آن k2>k1، به کمپرسورهای گریز از مرکز مزیتی در اندازه های کوچک تولید سانتریفیوژها نیز بسیار ارزانتر است (حداقل سانتریفیوژها).
موتورهای با کارایی بالا، مانند موتورهای هواپیماهای تجاری، باید نیروی رانش بیشتری را به کوچکترین سطح مقطعی که می توانند بسته بندی کنند، در حالی که کارایی خود را حفظ می کنند، به طوری که نیروی کشش را کاهش داده و همچنین در زیر بال ها قرار می گیرند و جت های سنگین تری را ممکن می سازند. کمپرسورهای محوری سطح ورودی بسیار بیشتری را برای هر مقطع معینی ارائه می دهند - بنابراین نیروی رانش بیشتر.
کوچکترین جت ها، که در آن نیازهای رانش کوچک و سطح مقطع موتور در مقایسه با بدنه آن بسیار کوچک است، می توانند قطر اضافی یک کمپرسور جریان گریز از مرکز یا مورب را تحمل کنند. بله، این همان قانون مکعب مربع است (که در عمل نیز تا حدودی کاهش یافته است) که باعث می شود با افزایش اندازه هواپیما، سطح مقطع موتور به نسبت مقطع کل افزایش یابد. کمپرسورهای گریز از مرکز کوچک نسبت به کمپرسورهای محوری کوچک ساده‌تر، آسان‌تر و مقاوم‌تر هستند.
بنابراین در هر صنعتی، با افزایش قدرت، یک نقطه متقاطع از گریز از مرکز به محوری وجود دارد. برای هواپیماهایی که کشش حیاتی است، درست بالای بیزجت‌های کوچک است، توربین‌های زمینی متحرک و هلیکوپتر تا چند مگاوات گریز از مرکز یا مخلوط می‌مانند، و در ده‌ها مگاوات حتی نیروگاه‌های ثابت از محوری/گریز از مرکز به تمام محوری تغییر می‌کنند.
موتورهای نزدیک به آن نقطه متقاطع معمولاً مراحل محوری و گریز از مرکز را ترکیب می کنند. کمپرسورهای مورب جدیدتر در بین و کاملاً خوب هستند و سازش مناسب تری را ارائه می دهند.موتورهای توربین محوری فضای زیادی را ... از نظر طولی اشغال می کنند. کمپرسورهای گریز از مرکز کوتاه‌تر و عریض‌تر هستند و اغلب در موتورهای توربوپراپ و توربوشفت استفاده می‌شوند، برای یک موتور توربوپراپ تک محوره است. عکس زیر فشردگی موتور را نشان می دهد .
آیا می توانید یک پمپ هوای گریز از مرکز ایجاد کنید که به اندازه یک موتور جت محوری هوا را فشار دهد.تصویر
بله، تو میتونی. دو مسئله اصلی خواهد داشت:
تلفات در کمپرسورهای گریز از مرکز بیشتر از پیکربندی محوری با نسبت تراکم یکسان خواهد بود.
بخشی از ناحیه جلویی را نمی توان برای جریان هوا استفاده کرد.
معایب اصلی موتورهای هوای گریز از مرکز از موتورهای محوری استاندارد چیست؟
کمپرسورهای گریز از مرکز:
نسبت به کمپرسورهای محوری کارایی کمتری دارند (برای یک نسبت تراکم معین).تصویر
جریان هوا را عمود بر جریان آزاد خارج کنید، به طوری که در صورت نیاز به چند مرحله، جریان هوا باید به یک مسیر کاملاً خمیده هدایت شود، که تأثیر منفی بیشتری بر کارایی دارد.
نتیجه موتوری با مساحت جلوی بزرگتر است.
مزایا عبارتند از:
کمپرسورهای گریز از مرکز نسبت تراکم بالاتری نسبت به کمپرسورهای محوری در هر مرحله دارند. نسبت تراکم 4 - 6 است، در حالی که یک مرحله محوری فقط می تواند 1.4 - 1.6 را انجام دهد.
آنها از ساخت و ساز قوی تر و اغلب کم هزینه تر هستند.
موتورهای بزرگتر (جریان جرم بالا، نسبت تراکم بالا و حداقل سطح جلویی) تقریباً منحصراً از کمپرسورهای محوری استفاده می کنند: تلفات داخلی کمترین میزان است. کمپرسورهای گریز از مرکز برای موارد طراحی استفاده می شود که در آن عوامل دیگری غیر از کارایی مورد توجه است، مانند هزینه و محدودیت طول برای توربوشفت هلیکوپتر.
نمونه ای از استفاده از کمپرسور گریز از مرکز در موتور توربوفن Garrett AiResearch ATF3 است. یک موتور 3 شفت، با فن در شفت 1، پنج مرحله محوری در شفت 2 و یک مرحله گریز از مرکز در شفت 3.تصویر
جریان اگزوز داغ به سمت بای پس فن منحرف می شود، که آن را خنک می کند و منجر به IR پایین می شود. این موتور در داسو فالکون استفاده می شود. توجه داشته باشید که به جز کاهش راندمان به دلیل انحرافات متعدد در جریان هوا، هیچ مشکل فنی اصلی برای مقیاس این موتور تا سطح A380 وجود ندارد. ناحیه جلویی وسیع تر در قسمت کمپرسور مشکلی ایجاد نمی کند و نسبت تراکم کل با استفاده از این مرحله نهایی بسیار افزایش می یابد.
همانطور که در ATF3، کمپرسورهای گریز از مرکز اغلب با یک مرحله محوری ترکیب می‌شوند، که جریان هوا را از قبل به کمپرسور گریز از مرکز می‌چرخاند و هم راندمان و هم نسبت تراکم حداکثر را در هر مرحله افزایش می‌دهد، در مقایسه با یک مرحله تخت.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

بیایید ابتدا با نگاهی به درگ بطور کلی درگ ناشی از آن را در چشم انداز قرار دهیم. Drag فقط جز-جهت پرواز کل نیروی آیرودینامیکی است ، به استثنای رانش موتور. (برای اهداف این بحث ، ما فرض خواهیم کرد که کشش و رانش را می توان به راحتی پاک کرد ، بدون توجه به برخی از مشکلات جدی نظری.) هوایی که بر روی هر عنصر محلی از سطح خارجی هواپیما تأثیر می گذارد ، به نیرویی کمک می کند که می تواند به یک حل شود یک جز به موازات سطح محلی (نیروی برشی) و یک جز a عمود بر سطح (نیروی فشار). وقتی این دو جز در جهت پرواز حل شده و در کل سطح خارجی ادغام شوند ، نیروهای حاصل عموماً به عنوان کشش "اصطکاک پوست" و کشش فشار شناخته می شوند.کشش اصطکاک پوست کاملاً ناشی از اثرات چسبناک (ویسکوزیته و تلاطم) در لایه های مرزی روی سطوح هواپیما است. کشش فشار در نتیجه ترکیبی پیچیده تر از مکانیسم های جریان ، از جمله اثرات چسبناک ، ضربه ها و اثرات جهانی لیفت است. با توجه به داده های کافی برای تعیین توزیع نیروها در سطح ، حل و فصل کشیدن به یک قسمت اصطکاک پوست و یک قسمت فشار ساده است ، زیرا شامل حل ساده بردار به قطعات است. تقسیم کشیدن به کشش چسبناک ، کشش شوک و کشش القایی با توجه به مکانیزم های مسئول خیلی ساده نیست.با توجه به داده های کافی برای تعیین توزیع نیروها در سطح ، حل و فصل کشیدن به یک قسمت اصطکاک پوست و یک قسمت فشار ساده است ، زیرا شامل حل ساده بردار به قطعات است. تقسیم کشیدن به کشش چسبناک ، کشش شوک و کشش القایی با توجه به مکانیزم های مسئول خیلی ساده نیست.با توجه به داده های کافی برای تعیین توزیع نیروها در سطح ، حل و فصل کشیدن به یک قسمت اصطکاک پوست و یک قسمت فشار ساده است ، زیرا شامل حل ساده بردار به قطعات است. تقسیم کشیدن به کشش چسبناک ، کشش شوک و کشش القایی با توجه به مکانیزم های مسئول خیلی ساده نیست.
ما می خواهیم با توجه به تأثیرات جهانی بالابر ، کشش القایی را به عنوان بخشی از کشش تعریف کنیم. ما قبلاً دیده ایم که اثرات جهانی آسانسور به کشش فشار کمک می کند ، اما کشش فشار کل نیز شامل کمک های مکانیسم های جریان دیگر است. چگونه تعریف کنیم که چه مقدار از کشش فشار ناشی از کشش است؟ در مورد توزیع نیروهای وارد شده روی سطح چیزی وجود ندارد که به ما بگویید چه مکانی از کشش ناشی از مکانیسم جریان است. و معلوم می شود که نگاه به میدان جریان نیز تعریف دقیق ندارد. از آنجا که مکانیسم های جریان مختلف با هم تداخل دارند و برهم کنش می کنند ، تأثیرات آنها به یک روش ساده خطی به کشش فشار کل اضافه نمی شود و تجزیه دقیق کشش فشار به قطعات جز امکان پذیر نیست .با این حال ، برای اهداف عملی ، می توان یک تجزیه تقریبی ، بر اساس نظریه های تقریبی ایده آل ، در مورد آنچه در میدان جریان می گذرد ، انجام داد. به عنوان مثال ، اگر جریان در همسایگی یک شوک مشخص باشد ، می توان سهم شوک را در کشش بر اساس فرمول تخمین زد. به همین ترتیب ، اگر توزیع آسانسور به صورت اسپانتی بر روی سطوح بالابر مشخص باشد ، می توان کشش ناشی از آن را با استفاده از نظریه صفحه Trefftz تخمین زد ، که بر اساس یک مدل ایده آل از میدان جریان مرتبط با بارگذاری داده شده است. بنابراین باید به خاطر داشته باشیم که این ایده که کشش را می توان به "اجزای" مختلف تجزیه کرد ، با توجه به مکانیسم های جریان مسئول ، یک ایده آل است. این یک مورد مفید است ، با این حال ، در عمل ، پیش بینی های افزایش کشش بر اساس این مدل های ایده آل کاملاً دقیق ثابت شده است.
حال بیایید ببینیم که چگونه کشش القا شده از سایر اجزای تحت فشار رگ ، از نظر فیزیکی ، متمایز می شود. همه اشکال کشش خود را در میدان جریان به دو روش اصلی نشان می دهند. اول ، حفظ حرکت لازم است که نیروی کشش تعادل حرکت و فشار را تغییر دهد. دوم ، صرفه جویی در انرژی مستلزم آن است که کار انجام شده در برابر نیروی کشش به عنوان افزایش انرژی گرمایی و انرژی جنبشی نشان داده شود. (توجه داشته باشید که گرچه هر دو این روابط را می توان به درستی در هر قاب مرجع بیان کرد ، رابطه کار / انرژی به وضوح در یک قاب مرجع ثابت شده بر روی توده هوا به جای هواپیما قابل درک است ، زیرا این قاب است که کار انجام شده بیشترین ارتباط مستقیم با انرژی صرف شده توسط پیشرانه دارد.) با کشیدن چسبناک و کشش شوک ،اتلاف انرژی در گرما فوری است و انرژی جنبشی بسیار کمی در آن دخیل است. کشش القایی از این نظر منحصر به فرد است که تقریباً تمام انرژی اضافه شده به جریان در ابتدا به عنوان انرژی جنبشی نشان داده می شود و فقط به تدریج و در مسافت طولانی پایین دست در گرما پخش می شود.
انرژی جنبشی تولید شده توسط کشش القایی با یک حرکت هوا در مقیاس بزرگ ناشی از نیروهای بالابرنده ، بیشتر روی بال ، در ارتباط است. به طور کلی ، حرکت عمود بر جهت پرواز است و با جریان رو به پایین در منطقه بین نوک بال و جریان رو به بالا خارج از نوک مشخص می شود ،توجه داشته باشید که این سرعتهای ناشی از بالابر فقط در اطراف خود بال یا نوک بال متمرکز نشده اند ، بلکه نسبتاً پراکنده در منطقه وسیعی از میدان جریان پخش می شوند.
در حالی که هوای بیش از حدود یک بال جلوتر از بال اساساً خللی ندارد ، الگوی جریان کلی در فاصله تقریباً یک بال در پشت بال به مقاومت کامل می رسد و به طور کلی در مسافت های طولانی پایین دست ادامه می یابد. در محل خود بال ، الگوی جریان تقریباً به نیمی از حداکثر مقاومت خود رسیده است و بال از طریق هوایی پرواز می کند که در حال حاضر بین نوک بال به طور کلی به سمت پایین حرکت می کند. بنابراین می توان بال را پرواز در پایین دستی ساخت خود دانست. به دلیل افت چشمگیر ، یا "پایین شستشو" ، بردار کلی آشکار کمی به عقب متمایل می شود. این جز رو به عقب لیفت ظاهری است که به عنوان کشش القایی احساس می شود. وقتی به تعادل نیرو / مومنت نگاه می کنیم ،کشش ناشی از آن در درجه اول به عنوان فشار کاهش یافته در پایین دست بال ظاهر می شود.
کمپرسور محوری هوا را وادار می کند تا در یک فضای فزاینده تنگ جریان یابد ، جایی که گرادیان فشار کافی وجود ندارد (به دلیل وجود محفظه احتراق فشار زیاد فراتر از آن) برای اثر برنولی سرعت را افزایش می دهد و آن را خفه می کند ، همانطور که در نازل ها اتفاق می افتد.
یک توربین محوری به گاز اجازه می دهد تا در یک مجرا به طور فزاینده گسترده ای به پایین از شیب فشار از احتراق به اگزوز عبور کند.
اما این چیزی است که من نمی فهمم. به طور معمول ، ما از نازل برای سرعت بخشیدن به جریان استفاده می کنیم. در جریان زیر صوت ، همانطور که در توربین ها اتفاق می افتد ، یک انقباض سرعت جریان را افزایش می دهد و یک جت جهت دار خوب می دهد. افزایش ، سرعت و افزایش فشار را کاهش می دهد - نه آنچه را که ما برای یک توربین می خواهیم. خوب - شیب فشار این کار را در موتور جت غرق می کند ، اما جریان حاصل از جهت کمتر از نازل خواهد بود.
بنابراین ، چرا به جای نازل های همگرا برای سرعت بخشیدن به جریان از معابر توربین واگرا استفاده می کنیم؟
با گرم شدن هوای وارد شده از موتور با سوختن سوخت در احتراق ها ، حجم آن بسیار افزایش می یابد. برای حفظ تداوم جریان جرم ، آن گازهای داغ باید با سرعتی بیشتر از سرعت هوای ورودی به موتور شتاب بگیرند. بنابراین تمام بسته های گازی که از موتور عبور می کنند ، تغییر در حرکت خود را تجربه می کنند که این امر مستلزم اعمال نیرو است و نیروی واکنش حاصل از آن بر روی موتور ، رانش آن است .
برای رانندگی کمپرسور در قسمت ورودی موتور ، یک توربین در قسمت انتهایی موتور پشت محفظه های احتراق تعبیه شده است. در مرحله اول توربین کمی جریان از جریان آن خارج می شود که باعث کند شدن جریان می شود. باز هم ، برای حفظ تداوم جریان جرم ، مرحله بعدی توربین باید دارای قطر کمی بزرگتر و پره های بزرگتر باشد و کمی بیشتر از جریان (کمی کندتر) جریان خارج می کند.
این بدان معناست که وقتی گاز داغ از طریق تمام مراحل پی در پی توربین جریان می یابد ، سطح مقطع گلو توربین باید به تدریج در هر مرحله بزرگتر شود ، که باعث می شود بخش توربین موتور مانند یک نازل واگرا باشد.
آیا گلو باید بزرگتر از آنچه که قبل از آن بود ، کوچک باشد؟ به عنوان مثال ، اگر ما با این عبور واگرا و بدون توربین ، گاز را از حجم احتراق مستقیماً به حجم لوله انتهایی گسترش دهیم ، چه اتفاقی می افتد؟ آیا ما تمام انرژی جنبشی را بدست خواهیم آورد یا تلفاتی وجود دارد؟ -
اگر این کار را انجام دهید راهی برای کار کمپرسور وجود ندارد!
توربین از جریان جرم کار می کند و آن را از طریق شافت می فرستد تا کمپرسور را بچرخاند. بدون کمپرسور ، موتور دیگر موتور نیست. به چرخه brayton نگاه کنید . -
توربین نه تنها باعث کند شدن جریان می شود ، بلکه باعث می شود تا منبسط شود ، بنابراین چگالی کاهش می یابد و حجم آن بالا می رود. سرعت به اندازه چگالی توربین تغییر نمی کند. -
موتور جت به طور کلی یک نازل همگرا است: قطر ورودی بسیار بیشتر از قطر خروجی است. هوا هنگام عبور از هوا فشرده می شود و اختلاف فشار بین ورودی و خروجی هواپیما را به جلو سوق می دهد.
بیشتر هوایی که وارد یک موتور جت مدرن می شود ، فقط توسط فن چرخان عظیمی که از جلوی موتور دیده می شود ، کمی فشرده می شود. از این هوا برای پیشبرد هواپیما استفاده می شود. حتی می توانید مانند یک پروانه بزرگ به این فن فکر کنید. فقط کسری از هوای ورودی در یک سری مراحل اضافی کمپرسور بیشتر فشرده می شود و سپس از طریق محفظه سوختن هدایت می شود. هوای گرم متراکم موجود در محفظه سوختن در توربین از حالت فشرده خارج می شود ، بنابراین بیشتر انرژی مکانیکی به توربین منتقل می شود. از توربین انرژی به کمپرسور می رود و سپس هواپیما را به جلو سوق می دهد.
چرا این روش غیر مستقیم؟ خوب ، استفاده مستقیم از گاز داغ برای پیشران هواپیما منجر به ایجاد یک سیستم ناکارآمد با اختلاف فشار زیاد بین ورودی و خروجی می شود.
این پاسخ در واقع مربوط به توربوجت در مقابل توربوفن است. منظور من این بود که چرا برای تسریع جریان صوتی از یک گذر واگرا در قسمت توربین بعد از احتراق استفاده می شود؟ -
خوب ، همانطور که در جواب آورده شده است: هوای گرم و فشرده شده از محفظه سوختن در توربین از حالت فشرده خارج می شود تا انرژی مکانیکی خود را به توربین منتقل کند. شتاب دادن هوای گرم نیز ایده خوبی است ، زیرا این امر باعث افزایش حرکت در عقب موتور و در نتیجه وارد آمدن نیروی هواپیما می شود. -
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

زمان ماه جدید (یا کامل) چگونه تعریف می شود؟از نظر نجومی، زمانی که ماه و خورشید طول آسمانی یکسانی داشته باشند، جدید است. ماه در فاز ربع اول است که طول جغرافیایی آن 90 درجه بیشتر از خورشید باشد. ماه زمانی کامل است که طول جغرافیایی آن 180 درجه بیشتر باشد و در ربع آخر زمانی که 270 درجه بیشتر باشد. این تفاوت زاویه ای به سمت شرق در امتداد دایره البروج بین مراکز دو جسم اندازه گیری می شود، همانطور که از مرکز زمین دیده می شود. این کاملاً مشابه جدایی زاویه ای (اندازه گیری شده در امتداد یک دایره بزرگ در آسمان) یا تفاوت در معراج راست (اندازه گیری شده در امتداد استوای سماوی) نیست
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

فازهای ماه با موقعیت های نسبی ماه، زمین و خورشید تعیین می شوند.
فازهای ماه ما می بینیم که ماه به دلیل حرکت مداری آن به دور زمین و تغییر هندسه ای که با آن می بینیم، هر ماه یک چرخه متغیر از مراحل را طی می کند.
قبل از اینکه فازهای ماه را توصیف کنیم، بیایید آنچه را که نیستند توصیف کنیم. برخی افراد به اشتباه معتقدند که این فازها از سایه زمین بر روی ماه می آیند. برخی دیگر فکر می کنند که ماه به دلیل ابرها تغییر شکل می دهد. اینها تصورات غلط رایج هستند، اما درست نیستند. در عوض، فاز ماه فقط به موقعیت آن نسبت به زمین و خورشید بستگی دارد.
فاز ماه امشب را با ابزار تعاملی فازهای ماه ما بیابید!
ماه نور خود را نمی سازد، فقط نور خورشید را مانند تمام سیارات منعکس می کند. خورشید همیشه نیمی از ماه را روشن می کند. از آنجایی که ماه به صورت جزر و مدی قفل است، ما همیشه همان سمت را از زمین می بینیم، اما هیچ "سمت تاریک ماه" دائمی وجود ندارد. خورشید در حین چرخش به دور زمین، طرف‌های مختلف ماه را روشن می‌کند - این کسری از ماه است که از آن نور خورشید منعکس شده را می‌بینیم که فاز ماه را تعیین می‌کند.
فازهای ماه
ماه جدید زمانی اتفاق می‌افتد که ماه، زمین و خورشید تقریباً در یک خط قرار بگیرند. از آنجایی که خورشید از منظر زمین در پشت ماه قرار دارد، سمت ماه که رو به زمین است تاریک است.
در ماه کامل، این سه جسم نیز تقریباً در یک خط قرار دارند، اما این بار، ماه در طرف مقابل زمین قرار دارد، بنابراین خورشید تمام سمت رو به ما را روشن می کند.
در بع اول و ربع آخر، ماه عمود بر خطی بین زمین و خورشید قرار دارد. ما دقیقا نیمی از ماه را می بینیم که توسط خورشید روشن شده است - نیمه دیگر در سایه قرار دارد. "ربع" مورد استفاده برای نامگذاری این فازها به کسری از مداری اشاره دارد که ماه از زمان ماه جدید کامل شده است.
بخش نورانی ماه به تدریج بین این فازها تغییر می کند. برای به خاطر سپردن مراحل بین این دو، باید این اصطلاحات را درک کنید: هلال، ژل، اپیلاسیون، و کاهش. هلال به مراحلی اطلاق می شود که ماه کمتر از نیمه روشن است، در حالی که گیبو به معنای بیش از نیمی از نور است. اپیلاسیون به معنای "رشد" یا گسترش در روشنایی است و کاهش به معنای "کوچک شدن" یا کاهش در روشنایی است.
پس از ماه نو، تکه ای از نور خورشید منعکس شده به صورت یک هلال در حال افزایش قابل مشاهده می شود. هلال ماه تا ربع اول ماه رشد می کند. از آنجایی که بخش نور خورشید از ماه به بیش از نیمی از چهره ماه ادامه می‌دهد، ماه به حالت غلیظی در می‌آید. سپس، پس از ماه کامل، کسر نور خورشید دوباره شروع به کاهش می‌کند (اگرچه هنوز بیش از نیمی از صورت ماه را اشغال می‌کند) تا یک غده رو به زوال و سپس یک ماه ربع سوم ایجاد شود. برش نور خورشید تا زمانی که ماه یک هلال رو به زوال و سپس یک ماه نو شود به کاهش خود ادامه می دهد. کل چرخه (از ماه جدید تا ماه جدید) حدود 29.5 روز طول می کشد.
اگر به خاطر آوردن مراحل ماه برایتان مشکل است، فقط فکر کنید: "سفید سمت راست، روشن شدن
چشم انداز پینگ پنگ
نگه داشتن یک توپ سفید در طول بازو در جهت ماه نشان می دهد که چگونه فازهای ماه به مکان ماه در آسمان نسبت به خورشید بستگی دارد.. نگه داشتن یک توپ سفید در طول بازو در جهت ماه نشان می دهد که چگونه فازهای ماه به مکان ماه در آسمان نسبت به خورشید بستگی دارد.
فازهای ماه در واقع به حرکت مداری مربوط می شوند و یک رصد ساده و سرگرم کننده وجود دارد که نحوه اتصال آنها را نشان می دهد. تنها چیزی که نیاز دارید یک توپ پینگ پنگ برای شبیه سازی ماه است - در واقع، هر کره کوچک و سفیدی کار می کند. سپس حدود یک ساعت قبل از غروب خورشید یا در حوالی ربع اول ماه به بیرون بروید. ماه را در قسمت جنوبی آسمان پیدا کنید، سپس توپ را در طول بازو درست در کنار آن نگه دارید.
خواهید دید که توپ دقیقاً همان فاز ماه را نشان می دهد. خورشید توپ و ماه را از یک جهت روشن می کند، و شما آنها را تا حدی نور خورشید و قسمتی در سایه می بینید، بخش های روشن و تاریک آنها کاملاً از یکدیگر تقلید می کنند. اگر هوا صاف باقی بماند، می توانید این مشاهده را در چند بعدازظهر آینده تکرار کنید. هر روز حرکت مداری ماه آن را به سمت شرق دورتر می‌برد و بخش نور خورشید قرص آن بزرگ‌تر می‌شد. اگر توپ خود را نزدیک ماه نگه دارید، خواهید دید که "فاز" آن نیز ضخیم شده است.
برای مشاهده پیش نمایشی از ظاهر ماه در روزهای آینده، کافی است توپ را به سمت شرق حرکت دهید. و اگر آن را تا انتها حرکت دهید تا بازوی شما به سمت پایین در آسمان شرقی باشد، طرف توپی که رو به شما است تقریباً کاملاً روشن می شود - به اصطلاح تقریباً یک "توپ کامل". و، مطمئناً، یک یا دو روز قبل از ماه کامل، ماه درست قبل از غروب خورشید در شرق آسمان آویزان است و تقریباً کاملاً روشن است.
برای اینکه بفهمید ماه امشب چه فازی است، ماشین حساب فاز ماه ما را امتحان کنید. توجه داشته باشید که فاز ماه برای هر مکانی روی زمین یکسان است، اما ناظران نیمکره جنوبی آن را مشاهده خواهند کرد.ماه " وارونه " از نمای نیمکره شمالی.
اگر می‌خواهید تخمینی از طلوع و غروب ماه برای هر فاز بدانید، این جدول را بررسی کنید. به خاطر داشته باشید که این فقط یک تقریب برای راهنمایی ناظر اتفاقی است و هیچ اصلاحی برای زمان نور روز (یا تابستان) وجود ندارد. زمان دقیق محلی به عوامل مختلفی از جمله منطقه زمانی، فصل، شکل افق، انکسار اتمسفر و موارد دیگر بستگی دارد.
فاز ماه طلوع ماه غروب ماه
ماه نو 6:00 صبح 6:00 بعد از ظهر.
اپیلاسیون هلال 9:00 صبح ساعت 21:00.همانطور که ماه جدید مدار خود را آغاز می کند و هر چه تعداد بیشتری از ماه را می بینیم ، به این حالت اپیلاسیون می گویند. بعد از اینکه ماه به مرحله کامل خود رسید ، کم کم شاهد دیدن ماه هستیم. این کار Waning نام دارد.

سه ماهه اول ساعت 12:00 12:00.
اپیلاسیون Gibbous ساعت 3:00 بعد از ظهر. 3:00 صبح. سیاه و سفید
ماه کامل ساعت 18:00 6:00 صبح.
Waning Gibbous ساعت 9:00 بعد از ظهر 09:00.این آخرین مرحله فرسایش قبل از ماه کامل است.ماه محدب میگن (ماه محدب) (gibbous)
سه ماهه آخر 12:00 صبح 12:00 بعد از ظهر.
هلال نزولی 3:00 بامداد ساعت 15:00.
ماه نو 6:00 صبح 6:00 بعد از ظهر.
در زمانی که فاز‌ها را توصیف می شود، از اصطلاحات فزاینده (waxing) و کاهنده (waning) استفاده می‌کنیم.
ماه نو (New Moon)
هلال فزاینده (Waxing Crescent)
تربیع (ربع) اول (First Quarter)
کوژماه یا تحدب فزاینده (Waxing Gibbous)
ماه کامل (Full Moon)
کوژماه یا تحدت کاهنده (Waning Gibbous)
تربیع آخر (Last Quarter)
هلال کاهنده (Waning Crescent)
وقتی که بیشتر از نصف ماه روشن است کوژماه (Gibbous Moon) نامیده می‌شود.
وقتی که کمتر از نصف ما روشن است هلال (Crescent Moon) نامیده می‌شود.
هنگامی که ماه به نقطه مقابل زمین نسبت به خورشید می‌رسد یا به عبارت دیگر فاصله زاویه‌ای ماه و خورشید ۱۸۰ درجه می‌شود، تمام قرص ماه روشن به نظر می‌رسد که بدر (Full Moon) نامیده می‌شود و ماه در این موقعیت در حالت مقابله (Aspect of Opposittion) است.
آخرین ویرایش توسط rohamavation شنبه ۱۴۰۱/۸/۲۱ - ۲۱:۰۹, ویرایش شده کلا 1 بار
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

آیا واقعا خورشید و ماه در شرق طلوع می کنند؟ستاره شناسی قدیمی ترین رشته علمی شناخته شده است. با این حال، چنین آشنایی دیرینه ای گاهی اوقات این احساس را به ما می دهد که پدیده های آسمانی پیش پا افتاده هستند. آیا چیزی ساده تر از دانستن اینکه خورشید از شرق طلوع و در غرب غروب می کند وجود دارد؟ بالاخره هر روز از زندگی ما اتفاق می افتد، درست است؟
خب واقعا نه!
چه زمانی خورشید از شرق طلوع نمی کند و در غرب غروب نمی کند؟
خورشید فقط در دو روز از سال دقیقاً از شرق طلوع می کند و دقیقاً در غرب غروب می کند.
طلوع و غروب خورشید به این دلیل اتفاق می افتد که اگر به قطب شمال نگاه کنیم، زمین در خلاف جهت عقربه های ساعت می چرخد. خورشید دقیقاً در شرق و غرب تنها زمانی طلوع و غروب می کند که مسیر دایره ای چرخش ما روی سطح زمین به دو قسمت مساوی تقسیم شود، نیمی در روشنایی و نیمی در تاریکی. از آنجایی که محور چرخش سیاره ما نسبت به صفحه مداری آن 23.5 درجه کج می شود، این هم ترازی فقط در اعتدال بهاری و پاییزی اتفاق می افتد.
انحراف و چرخش زمین انحراف زمین به این معنی است که تنها دو روز در سال است که خورشید دقیقاً به سمت شرق طلوع می کند.
در طول اعتدال، صفحه ای که دو طرف روز و شب زمین را از هم جدا می کند، دارای هر دو قطب شمال و جنوب است. در هر روزی غیر از اعتدال، این صفحه کج است و مسیر چرخشی ما به طور نابرابر از سمت روشن و تاریک زمین می گذرد. بنابراین، طول شب و روز و همچنین موقعیت طلوع و غروب خورشید در افق متفاوت است.
در مورد ماه چطور؟
ما دیده‌ایم که تغییرات در موقعیت طلوع و غروب خورشید به این دلیل رخ می‌دهد که محور چرخش سیاره ما نسبت به صفحه مداری زمین کج می‌شود، و به این دلیل که این شیب نسبت به خورشید با حرکت زمین در مدارش تغییر می‌کند. ما می توانیم از همین استدلال برای توضیح یک پدیده مشابه برای ماه استفاده کنیم.
مدار ماه به دور زمین نسبت به صفحه مداری زمین زاویه ای در حدود 5 درجه دارد. بنابراین محور چرخش زمین نسبت به صفحه مداری ماه حدود 28.5 درجه کج می شود. بنابراین طلوع ماه نیز با تکمیل مدار خود، به سمت شمال یا جنوب شرق جابه‌جا می‌شود.
کج شدن زمین و ماه همانطور که زمین نسبت به مدارش به دور خورشید کج می شود، ماه نیز نسبت به مدارش به دور زمین کج می شود. (شکل برای مقیاس نباشد)
در این مورد، هر چند، تغییرات در دوره تقریباً یک ماهه به جای یک سال رخ می دهد. زمین باید یک مدار کامل را تکمیل کند تا خورشید از منتهی الیه خود عبور کند، در زمان انقلاب تابستانی از شمال شرق و در زمان انقلاب زمستانی در دورترین نقطه از شرق از شرق طلوع کند. همین امر در مورد ماه نیز صدق می کند، که همچنین باید یک مدار کامل به دور زمین را انجام دهد تا از نقاط افراطی طلوع و غروب خود عبور کند.
چرا ماه هر روز دیرتر طلوع می کند؟
طلوع ماه
از آنجایی که هم زمین و هم ماه در مدار خود در حال حرکت هستند، طلوع ماه دیرتر هر روز رخ می دهد. همانطور که زمین هنگام مشاهده از قطب شمال در خلاف جهت عقربه های ساعت می چرخد، ماه نیز خلاف جهت عقربه های ساعت به دور زمین می چرخد. بنابراین، هر بار که ما 360 درجه نسبت به ستارگان می‌چرخیم، و یک روز غیر طبیعی (23 ساعت و 56 دقیقه) را تکمیل می‌کنیم، ماه کمی در مدار خود به دور زمین حرکت کرده است. ماه هر 27.32 روز یک بار نسبت به ستاره ها به دور زمین می چرخد، و یک ماه غیر طبیعی را مشخص می کند، بنابراین مقدار حرکت آن در یک روز غیر طبیعی (360/27.32) درجه، حدود 13 درجه است. زمین هر روز 360 درجه می‌چرخد، بنابراین حدود 13*(23.9/360) ساعت طول می‌کشد تا 13 درجه باقی‌مانده: 52 دقیقه تشکیل شود. بنابراین، هر طلوع ماه تقریباً 52 دقیقه دیرتر از طلوع قبل از خود رخ می دهد.
از آنجایی که فاز ماه به موقعیت آن نسبت به زمین و خورشید نیز بستگی دارد، فاز با زمان طلوع و غروب ماه تغییر خواهد کرد.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

چگونه موتورهای جت می توانند کارآمدتر از ملخ ها باشند؟چرا حداکثر سرعت موتورهای جت بیشتر از پروانه است؟
اگر قطر موتورهای جت از پروانه ها کمتر است، آیا منصفانه است که بگوییم ملخ ها هوای زیادی را کمی شتاب می دهند در حالی که موتور جت کمی هوا را شتاب می دهد؟ اساساً، یک موتور جت، بیش از یک موتور ملخی با همان نیروی رانش، جریان هوا را شتاب می دهد، درست است؟
اگر چنین است، ملخ‌ها باید بسیار کارآمدتر باشند، زیرا با شتاب دادن به جرم بزرگ‌تری از هوا، می‌توانند نیروی بیشتری تولید کنند (تراست) در حالی که کار کمتری انجام می‌دهند (تغییر در انرژی جنبشی هوای شتاب‌دار) به دلیل این واقعیت که نیرو متناسب با ΔV است اما انرژی متناسب با$\Delta V^2$ است، اما هر دو متناسب با جرم هستند.
بنابراین، اگر این درست باشد، آیا سیستم‌های محرکه نباید برای به حداقل رساندن ΔV مورد نیاز، جرم هوایی را که شتاب می‌دهد، به حداکثر برسانند؟ به هر حال، این کل مفهوم پشت استفاده از بال های بزرگ برای بلند ماندن است (آنها می توانند به توده بزرگی از هوا چنگ بزنند).
پس چگونه موتورهای جت می توانند کارآمدتر از موتورهای ملخی باشند؟ به جز جرم و سرعت هوای شتاب‌دار، چه عوامل دیگری در کارایی پیشرانه نقش دارند؟ و به طور مشابه، چرا ملخ ها بسیار بزرگتر از اندازه معمولی نیستند؟ زیرا طبق این منطق هواپیماها باید ملخ هایی به اندازه روتور هلیکوپتر داشته باشند.
این روزها پروانه هایی با قطر دیسک 400 فوت وجود دارد که به آسیاب بادی معروف هستند. اما، آنها تمام تلاش خود را برای استخراج انرژی از جریان هوا انجام می دهند و موضوع در اینجا نهفته است.
"باد نسبی" به راحتی برای ترکیب جهت خالص و نیروی دو اثر آیرودینامیکی استفاده می شود، اما بیایید به یک سوال قدیمی نگاه کنیم: آیا یک قایق بادبانی می تواند سریعتر از باد حرکت کند؟ توضیح این موضوع با جدا کردن اجزای "باد" به جای ترکیب آنها بسیار آسان است. قایق‌های یخی می‌توانند با استفاده از باد در عرض پرتو به عنوان «تراست» و استفاده از «باد» از حرکت قایق برای ایجاد بالابر، چندین برابر سریع‌تر از باد حرکت کنند.
هواپیماهای برقی دقیقاً به همین شکل پرواز می کنند، قایق یخی به سادگی این کار را در کنار خود انجام می دهد (از این رو تیلر "آسانسور" است).
که ما را به پروانه‌هایی می‌رساند که می‌توان آن‌ها را به‌طور دقیق‌تر به‌عنوان تولیدکننده بالابر نسبت به «هوای متحرک» توصیف کرد. اما، همانطور که نمودار نشان می دهد، با افزایش سرعت، نیروی محرکه خالص کاهش می یابد زیرا کشش دیسک با سرعت افزایش می یابد.
توربوجت‌ها در سرعت‌های بالاتر نسبت به تکیه‌گاه‌ها کارآمدتر می‌شوند، زیرا کشش دیسک بسیار کمتری از نیروی رانش آنها کم می‌شود. حتی اگر آنها در تولید نیروی رانش کارایی کمتری دارند، نیروی رانش خالص آنها در سرعت بسیار خطی تر است به عنوان "اثر قوچ" (افزایش مقدار هوای موجود برای تولید نیروی رانش بیشتر) و کشش یکدیگر را خنثی می کنند، در حالی که پروانه قربانی می شود. کشیدن دیسک خودش
آیا طراحی و ساخت موتورهای موشک کروز و موتورهای جت هواپیما به همین میزان تلاش نیاز دارد
موتورهای موشک کروز از نظر اندازه نسبتا کوچکتر هستند. با این حال، آنها ممکن است به همان سطح تخصص نیاز داشته باشند، به عنوان مثال. متالورژی، تیغه های تک کریستال و غیره
آیا طراحی و ساخت موتورهای موشک کروز و موتورهای جت هواپیما به همان میزان تلاش از نظر تجربه، زیرساخت و سرمایه گذاری تحقیق و توسعه نیاز دارد؟
عمر مفید یک موتور موشک کروز حداکثر چند ساعت است، در حالی که موتورهای هواپیما حداقل 1000 ساعت طول می کشد. این به تنهایی کارها را آسان تر می کند.
همچنین موتور کمتر از 5 درصد وزن یک موشک را به خود اختصاص می دهد اما بیش از 15 درصد وزن یک جنگنده جت را به خود اختصاص می دهد، بنابراین تلاش کمتری برای کاهش وزن صرف می شود.
علاوه بر این، برای موشک‌های کروز پرتاب از سطح، بودجه وزن موشک تقریبا نامحدود است، به این معنی که می‌تواند به طور خودسرانه مقدار زیادی سوخت برای جبران مصرف سوخت بد حمل کند. عامل محدود کننده برد موشک اغلب ناوبری و بازگشت به خانه است تا مصرف سوخت و سوخت.
در نهایت، یک موشک کروز در ارتفاع و سرعت هوایی بسیار قابل پیش بینی پرواز می کند و زیاد مانور نمی دهد و همیشه با رانش کامل کار می کند. در نتیجه، مشکلاتی مانند گرفتگی کمپرسور و لرزش فقط برای آن شرایط کاری نسبتاً ساده باید حل شود.
در حقیقت، به غیر از برخی موشک‌های کروز دوربرد که از نظر وزن و اندازه محدودتر هستند (مانند AGM-86)، اکثر موشک‌های کروز با برد زیر 300 کیلومتر حتی امروزه نیز با توربوجت‌ها کاملاً مناسب هستند.
، این مقایسه ها فقط بین یک موشک کروز و هواپیمای نظامی است. اگر هواپیماهای غیرنظامی/تجاری (مسافری) را به صحنه اضافه کنید، باید با عوارض بیشتری دست و پنجه نرم کنید، مانند:
آخرین فن مصرف سوخت
نرخ شکست نزدیک به صفر
ده ها هزار ساعت عمر مفید
سر و صدا
بلع جسم خارجی
قطعات موتور، اگر موتور در حین کار آسیب دیده بود
لیست ادامه دارد و ادامه دارد. به طور خلاصه، یک موتور موشک کروز حداقل مورد استفاده است، یعنی تولید نیروی رانش کافی با مقدار قابل قبول سوخت برای مدت زمان نسبتاً کوتاه، اما موتورهای هواپیما، به ویژه موتورهای تجاری، به چیزهای فراتر از آن توجه دارند.
یک تفاوت مهم بین موتورهای موشک کروز و موتورهای هواپیما، چرخه عمر آنهاست.
یک موشک کروز باید تنها یک بار شروع و یک پرواز را حداکثر چند ساعت انجام دهد. سپس در یک انفجار قادر مطلق دفع می شود. اکثر هزینه های چرخه عمر در مهندسی و تولید (کارگر + مواد) است.
یک موتور جت باید استارت های زیادی را انجام دهد، ساعات پروازی زیادی را انجام دهد. چرخه های دمایی زیادی را طی می کند. برای افزایش عمر آن نگهداری می شود. کل هزینه سوختی که می سوزاند بخش قابل توجهی از هزینه چرخه عمر است و هزینه های تعمیر و نگهداری نیز همینطور است. برای موتورهای جت، هزینه های مهندسی اضافی برای بهبود بهره وری سوخت یا کاهش هزینه های تعمیر و نگهداری، بازگشت سرمایه بهتری نسبت به موتورهای موشکی دارد.
بر این اساس، من انتظار دارم که موتور جت به سطح بالاتری از تلاش از نظر تجربه، زیرساخت و سرمایه گذاری تحقیق و توسعه نیاز داشته باشد.
بیشتر موتورهای نظامی در مقایسه با هواپیماهای مسافربری از فناوری نسبتاً پایینی برخوردار هستند. الزامات قابلیت اطمینان، کارایی و گواهینامه آنها بسیار راحت است. فناوری‌های پیشرفته کمتری استفاده می‌شود، خنک‌سازی تیغه ساده‌تر، گاهی اوقات دمای ورودی توربین پایین‌تر است. یک موتور نظامی معمولاً در مقایسه با موتورهای عمرانی همان دوران به تعمیر و نگهداری و تعمیرات بیشتری در هر ساعت پرواز نیاز دارد.
با این حال، الزامات عملکرد ویژه، اغلب انتظارات اولیه غیر واقعی، و بودجه های کلان دولتی منجر به برخی از پیشرفت های نظامی پر هزینه نیز می شود. هر چند وقت یکبار، برخی از آنها میوه می دهند.
برای موشک های کروز، موتور تقریباً یک کالای خارج از قفسه است. دلیل ساده این است که بیشترین محرک های هزینه در یک موتور هوایی قابلیت اطمینان و بهره وری سوخت است.

تا آنجایی که قابلیت اطمینان دارند، موتورهای موشک اقلام یکبار مصرف با نیازهای عملکرد پایین هستند. سطح اطمینان کمتر از 99 درصد در هر پرواز برای آنها کافی در نظر گرفته می شود. انتظار می‌رود برخی از موشک‌های کروز پرتاب نشوند یا در حال شکست باشند. بیشتر به دلایل دیگر شکست خواهند خورد.
در حالی که کارایی به معنای برد برای ارتش است، توربوفن ها در حال حاضر آنچنان مزیت فوق العاده ای نسبت به راکت ها و رم جت ها دارند که نیازی به کار روی توربوفن بهتر برای افزایش برد آنها نیست.
سادگی در موشک‌ها مهم‌تر است، زیرا موتورهای آن‌ها قبل از استفاده واقعی باید سال‌ها در انبار بمانند.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

آیا موتورهای جت بدون تیغه (سبک دایسون) کار می کنند؟آیا می توان هواپیمایی با طراحی بدون تیغه (همان مفهوم Dyson) برای ایجاد نیروی رانش طراحی کرد؟داخل بدنه نصب شده اند. به عنوان مثال. در قسمت بار (ofc این به معنای کاهش فضای بار است)
یک ورودی داشته باشید که اجازه می دهد هوا برای فشرده سازی وارد موتور شود:تصویر
نقاط رانش در سراسر نقاط مختلف بدنه/بال قرار دارند
در اینجا چند نمونه (ساختگی) از اینکه این مفهوم می تواند به نوعی به نظر برسد آورده شده است: نمای جلوی موتور بدون تیغه نمای عقب موتور بدون تیغه موتور بدون تیغه در جای دیگری نصب شده است.
به نظر می رسد این نوع طراحی می تواند کشش را کاهش دهد و در نتیجه کارایی را بهبود بخشد. به علاوه مزیت افزوده کاهش صدا و تاثیر برخورد پرندگان.خیر که هیچ مزیتی برای هوانوردی ندارد، به جز بخش بازاریابی. مقدار زیادی تلفات که جریان هوا را از موتور به یک نوار کوچک هدایت می کند که از آن با سرعت بالا رانده می شود.
همانطور که در بسیاری از جاهای این سایت گفته شد، رانش $\dot m \cdot \Delta V$، در حالی که انرژی$½ \cdot \dot m \Delta V^2$ را دفع می کند. بنابراین راندمان رانش زمانی بالاتر است که بیشترین مقدار جریان هوا کمترین شتاب را داشته باشد. و این دقیقا برعکس کاری است که طرفداران Dyson انجام می دهند.
بنابراین یک ملخ با پره های بزرگ که هوا را مستقیماً به عقب شتاب می دهد، بهترین است.اما تنها با نگاه کردن به این دستگاه‌ها، انتظار نخواهید داشت که نسیم گرم یا خنکی از آن‌ها می‌آید. هیچ قطعه متحرکی در دید نیست. اما هنگامی که آنها روشن می شوند، شما احساس می کنید که هوا می وزد. پس چگونه کار می کنند؟ چگونه یک دایره باز می تواند هوا را بدون پره های فن فشار دهد؟
همانطور که ممکن است تصور کنید، چند اصل علمی در اینجا وجود دارد. یک عنصر الکترونیکی نیز وجود دارد. در حالی که لوله هیچ پره ای در داخل خود ندارد، پایه فن حاوی یک موتور الکتریکی بدون برس است که هوا را وارد لوله دایره ای می کند. هوا در امتداد داخل دستگاه جریان دارد تا جایی که به شکافی در داخل لوله برسد. این جریان هوای اساسی را فراهم می کند که نسیمی را ایجاد می کند که اگر جلوی پنکه هستید احساس می کنید.تصویر
به گفته دایسون، نسیم تولید شده توسط این دستگاه‌ها نسبت به یک فن استاندارد با پره‌ها، سازگارتر و پایدارتر است. از آنجایی که هیچ تیغه‌ای چرخشی وجود ندارد، نسیم فن شما را با وزش‌های کوتاه هوا تحت تأثیر قرار نمی‌دهد.راز پشت این فناوری چیست؟
شاید نامیدن یک فن بدون پره یک مولتیپلایر دایسون یک گمراه کننده باشد. آنها تیغه دارند. شما فقط نمی توانید آنها را ببینید زیرا آنها در داخل پایه ها پنهان هستند. یک موتور 9 تیغه نامتقارن را می چرخاند تا هوا را به داخل دستگاه بکشد. به گفته دایسون، جدیدترین تکرارها می توانند بیش از 77 گالن هوا در ثانیه برای جریان هوای خنک کننده پخش کنند.تصویر
جریان هوا از پشت دستگاه منحرف می شود. اما چگونه فن میزان هوای ورودی به پایه دستگاه را چند برابر می کند؟
این به فیزیک خلاصه می شود. در حالی که درست است که جو گازی است، گازها از قوانین فیزیکی دینامیک سیالات پیروی می کنند. همانطور که هوا از طریق شکاف های لوله دایره ای جریان می یابد و از جلوی فن خارج می شود، هوای پشت فن نیز از طریق لوله کشیده می شود. به این می گویند القاء. جریان هوا که توسط موتور رانده می شود، هوای پشت فن را وادار می کند که به دنبال آن حرکت کند.
هوای اطراف لبه های فن نیز در جهت نسیم شروع به جریان می کند. به این فرآیند حباب می گویند. دایسون ادعا می کند که از طریق القاء و حباب، خروجی جریان هوا را 15 برابر مقداری که از طریق موتور پایه وارد می کند، افزایش می دهد.
با این حال یک مشکل وجود دارد که Dyson با فن منحصر به فرد خود کاملاً بر آن غلبه نکرده است. در ادامه خواهید دید که چرا Dyson طراحی Air Multiplier خود را در زمان ساخت نسخه دوم تغییر دادتصویر
چند برابر شدن هوا، کاهش نویز
نسل دوم ضرب کننده هوا
مهندسان دایسون به طور خستگی ناپذیری تلاش کردند تا Air Multipliers را ساکت کنند. نسل دوم Air Multiplier که در اینجا دیده می شود، 75 درصد بی صداتر از نسل قبلی خود است. DYSON
علیرغم مفهوم پیشرفته، Dyson Air Multiplier اصلی یک نقص قابل توجه داشت. واقعا خیلی ساکت نبود Dyson توجه داشت و تصمیم گرفت نسل دوم فن خود را اصلاح کند.
انجام این کار مستلزم سرمایه گذاری شدید شرکت بود. دایسون بیش از 60 میلیون دلار صرف تحقیقات کرد و 65 مهندس را به این پروژه اختصاص داد. آنها با هم 640 نمونه اولیه را ایجاد کردند و صدها حق ثبت اختراع را به ثبت رساندند و هر طرح را کمی بیشتر تغییر دادند تا حرکت هوا را در داخل پنکه بد بو خود بررسی کنند.
همانطور که می توانید تصور کنید، بخشی از مشکل نویز ناشی از تلاطم است. Air Multiplier اصلی هوا را به داخل پایه خود می مکید، جایی که خواه ناخواه به اطراف می چرخید و هرج و مرج و سر و صدا ایجاد می کرد. برای تعیین دقیق این صدا، محققان فن را در یک محفظه عایق صدا با 10 میکروفون قرار دادند که به ازای هر صدای بلند و وزوز به گوش می رسد.
سپس نمونه های اولیه نیمه شفاف ساختند و رنگ و دود فرابنفش را از طریق دستگاه عبور دادند. دوربین‌های پرسرعت بازپخش فریم به فریم را ارائه می‌کردند و سرنخ‌های بصری از محل تجمع هوا و ایجاد غوغا ارائه می‌دادند.
مهندسان دایسون با ادغام حفره های هلمهولتز در پایه فن، مشکلات آشفتگی را برطرف کردند. اگر تا به حال صدف دریایی را به گوش خود نگه داشته اید یا در بالای یک بطری شیشه ای دمیده باشید، تأثیر این حفره ها را تجربه کرده اید که در آن صدا از روی یک سطح سخت می پرد و می لغزد.
البته حفره های هلمهولتز صدا ایجاد می کنند. نحوه عملکرد این حفره ها را دقیقاً مشخص کنید و سپس می توانید آن نویز را کنترل کنید. مهندسان با افزودن انواع حفره های هلمهولتز به پایه Air Multiplier، فشار هوا را افزایش دادند و در نهایت این حفره ها به عنوان صدا خفه کن شروع به کار کردند.
خودروسازان با اصول حفره های هلمهولتز بسیار آشنا هستند. آنها هنگام خاموش کردن سیستم اگزوز آنها را به نفع خود دستکاری می کنند. در مورد Air Multiplier، مهندسان اساساً حفره‌ها را طوری تنظیم کردند که به طور خاص صداهایی در محدوده 1000 هرتز را قطع کنند، که برای انسان‌ها به‌ویژه تشدیدکننده است.
تلاش‌های آن‌ها (و آن کوه‌های انباشته از پول تحقیقاتی) نتیجه داد. طبق گفته Dyson، فن نسل دوم 75 درصد ساکت تر از نسل قبلی خود بود. و از آنجایی که هوا به آرامی و کارآمدتر در کل Air Multiplier حرکت می کرد، Dyson توانست موتور را کاهش دهد. آنها می گویند موتور جدیدتر 40 درصد انرژی کمتری نیاز دارد.
به دلیل بی‌صدایی، انجمن کاهش سر و صدا به نسل دوم ضرب‌کننده هوا با نشان Quiet Mark در سال 2014 اعطا کرد. این جایزه به محصولاتی تعلق می‌گیرد که آلودگی صوتی غیرضروری را کاهش می‌دهند.
فراتر از هوای خنک کننده
Dyson Pure Hot+Cool
تصفیه کننده دایسون Pure Hot+Cool از همان فناوری Air Multiplier برای جذب آلاینده های بسیار ریز استفاده می کند و هوای تصفیه شده و گرم شده را در سراسر اتاق به گردش در می آورد. DYSON
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

چگونه افزایش اندازه موتور جت باعث مصرف سوخت بیشتر آن می شود؟روند طراحی وجود دارد: 8، 4، 3، 2 موتور جت برای تامین انرژی هواپیماهای باری یا مسافربری بزرگ. آیا این بیشتر برای قرار دادن فن های بزرگتر و کارآمدتر است یا مزایایی نیز در چرخه احتراق وجود دارد؟
به نظر می‌رسد جت‌ها نسبت به مسائل مربوط به حذف گرمای اضافی که موتورهای پیستونی قبلی‌شان در مقیاس بزرگ‌تر از آن رنج می‌بردند، مصون هستند. آیا محدودیتی برای بزرگی یک موتور جت محوری وجود دارد؟ آیا امروز با موتورهایی مانند GE9X با نیروی رانش بیش از 130000 پوند به آن حد نزدیک می‌شویم یا هنوز راه بیشتری وجود دارد؟برای مقدار ثابتی از نرخ جریان جرمی از طریق یک فرآیند ترمودینامیکی استخراج کار، یک موتور بزرگ کارآمدتر از دو موتور کوچکتر است، زیرا جفت موتورهای کوچکتر نسبت به جریان جرمی از طریق آنها نسبت به موتور بزرگتر، سطح داخلی بیشتری را نشان می دهند. هر چه سطح خیس شدن داخل موتور نسبت به جریان جرمی بیشتر باشد، تلفات اصطکاکی بیشتر خواهد بود. این امر طراح را به سمت موتورهای کمتر و بزرگتر سوق می دهد و از موتورهای متعدد و کوچکتر دور می کند.
علاوه بر این، تلفات آیرودینامیکی مربوط به هر مجموعه ناسل/پایلون موتور روی بال وجود دارد که با کاهش تعداد موتورهای نصب شده در هر بال به حداقل می رسد.یک موتور جت بزرگتر به دلیل تلفات کمتر از موارد زیر کارایی سوخت بیشتری دارد:
اثر لایه مرزی کوچکتر
تلفات یاتاقان اصطکاکی کمتر.
اثر از دست دادن نسبی نوک پایین تر.
لایه مرزی. جریان گاز از طریق لوله جریان اتلاف انرژی در دیواره لوله را تجربه می کند: در لایه مرزی سرعت جریان به دلیل ویسکوزیته کاهش می یابد. این باعث از دست دادن فشار مؤثر در جریان گاز می شود و بازده چرخه برایتون مانند توربین گاز عمدتاً تابعی از جیره فشار است.
تلفات بلبرینگ اصطکاکی سرعت نوک توربین ها و کمپرسورها توسط اثرات تراکم پذیری محدود می شود. محدودیت سرعت خطی به سرعت چرخش کمتری در زمانی که تیغه های بلندتری درگیر می شود، ترجمه می شود، که به معنی تلفات اصطکاک کمتر در یاتاقان های چرخشی است.
از دست دادن نوک. در نوک پره های کمپرسور و توربین، یک اثر تلفات انتهایی مشابه آن در نوک پره های بال و روتور وجود دارد. در داخل لوله جریان یک موتور توربین گاز، نوک ها دارای شکاف کوچکی بین انتهای تیغه و دیواره لوله هستند، هر چه کوچکتر باشد تلفات موثر کمتر است.
سه عامل تلفات یک مقدار مطلق معین دارند - متناسب با حجم جریان گاز، با بزرگتر شدن حجم جریان گاز کوچکتر می شوند. و تلفات کمتر به معنای بهره وری بیشتر سوخت است.پاسخ های دیگر به خوبی مفاهیم دنیای واقعی اندازه و تعداد موتور را توضیح داده اند. در اینجا یک برداشت مختصر از این است که چرا یک موتور با قطر بزرگتر (یا پروانه) ایده آل برای تولید نیروی رانش یکسان کارآمدتر از یک موتور کوچکتر است. اگر به جزئیات ریاضی اهمیت نمی دهید، به پایان بروید.تصویر
وضعیت زیر را در نظر بگیرید (منبع): موتور و لوله جریان
فن جریان را تسریع می کند و لوله جریان باریک می شود. بسته به نوع موتور، این باریک شدن در هوای آزاد یا داخل ناسل اتفاق می افتد. فرض کنید جریان دارای سرعت V در نقطه 0 و سرعت V+v در نقطه 3 است.
راندمان نیروی محرکه η نسبت نیروی رانش مفید تولید شده توسط موتور و میزان کار صرف شده برای رسیدن به این رانش است. نیروی رانش مفید توسط m˙v داده می شود، که در آن m˙ جریان جرم از طریق موتور است. با قضیه انرژی کار، نرخ کار صرف شده برابر با نرخ تغییر انرژی جنبشی است که با $\frac{1}{2}\dot{m}\big((V+v)^2-V^2\big)\implies\dot{m}v\big(V+\frac{v}{2}\big)$ به دست می آید. از این رو،
$\begin{equation}
\eta=\frac{\dot{m}v}{\dot{m}v\big(V+\frac{v}{2}\big)}=\frac{1}{1+\frac{v}{2V}}\,.
\end{equation}$
بنابراین برای اینکه راندمان را به حداکثر خود در 1 برسانیم، می خواهیم v تا حد امکان کوچک باشد. یعنی کارآمدترین موتور کمترین سرعت را به جریان هوا می دهد. اما به یاد داشته باشید که نیروی رانش مفید m˙v است، بنابراین اگر سرعت ایجاد شده را کاهش دهیم اما نیروی رانش یکسان را بخواهیم، ​​باید میزان جریان هوا را در موتور افزایش دهیم. ساده ترین راه برای انجام این کار این است که به سادگی فن را بزرگتر کنید.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

سوخت و هدایت موشک در خارج جو
راکت ها و موتورهای موجود در فضا طبق قانون سوم حرکت آیزاک نیوتن رفتار می کنند: هر عملی واکنش برابر و متضادی ایجاد می کند.
برخی از فضاپیماها برای صرفه جویی در هزینه هنگام شلیک برای سیارات دور مانند مشتری ، به دور یک سیاره (مثلاً ناهید) شلاق می زنند و از گرانش آن برای افزایش سرعت استفاده می کنند. این مدت زمان رسیدن به مقصد دیگر را کوتاه می کنیک موتور یونی با افزودن یا از بین بردن الکترون ها برای تولید یون ها ، پیشرانه را یونیزه می کند. موتورهای یونی معمولاً از زنون گازی استفاده می کنند. این گاز یونیزه است و جریان پیوسته ای از یون های دارای بار مثبت را از پشت موتور می فرستد. این زیاد نیست ، اما فشار کافی برای حرکت فضاپیما در فضا است - به یاد داشته باشید وقتی از زمین خارج می شویم مقاومت هوا یا چیز دیگری نداریم. بله ، یک موشک به لطف قانون سوم حرکت نیوتن هنوز هم در فضا کار می کند!یک موتور یونی با افزودن یا از بین بردن الکترون ها برای تولید یون ها ، پیشرانه را یونیزه می کند. موتورهای یونی معمولاً از زنون گازی استفاده می کنند. این گاز یونیزه است و جریان پیوسته ای از یون های دارای بار مثبت را از پشت موتور می فرستد. این زیاد نیست ، اما فشار کافی برای حرکت فضاپیما در فضا است - به یاد داشته باشید وقتی از زمین خارج می شویم مقاومت هوا یا چیز دیگری نداریم. بله ، یک موشک به لطف قانون سوم حرکت نیوتن هنوز هم در فضا کار می کند!یک موتور یونی با افزودن یا از بین بردن الکترون ها برای تولید یون ها ، پیشرانه را یونیزه می کند. موتورهای یونی معمولاً از زنون گازی استفاده می کنند. این گاز یونیزه است و جریان پیوسته ای از یون های دارای بار مثبت را از پشت موتور می فرستد. این زیاد نیست ، اما فشار کافی برای حرکت فضاپیما در فضا است - به یاد داشته باشید وقتی از زمین خارج می شویم مقاومت هوا یا چیز دیگری نداریم. بله ، یک موشک به لطف قانون سوم حرکت نیوتن هنوز هم در فضا کار می کند!به لطف قانون سوم حرکت نیوتن ، یک موشک هنوز هم در فضا کار می کند!به لطف قانون سوم حرکت نیوتن ، یک موشک هنوز هم در فضا کار می کند.
خوبخود مشتعل
سوخت هایپرگولیک استفاده می کند - دو ترکیبی که هنگام تماس با آنها واکنش شدید نشان داده و می سوزند. به این ترتیب می توانید فقط با باز کردن دو سوپاپ آنها را روشن کنید. شما به هیچ مکانیزم جرقه زنی عالی احتیاج ندارید ، که آنها را بسیار قوی و تضمین شده کار می کند. سوخت هایپرکلیک نیز مانند جهنم سمی هستند ، و اگر در خارج از محفظه احتراق نشت کرده و با یکدیگر تماس بگیرند -
ممکن است بگویید: "موشک ها به چیزی برای فشار آوردن نیاز دارند". نه ، در واقع ، شما این کار را نمی کنید. این سومین قانون حرکت نیوتن است: برای هر عملی ، یک واکنش برابر و مخالف وجود دارد. اقدامی که در مورد موتورهای موشکی انجام می شود ، بیرون انداختن چیزی به عقب است: اگزوزهای موشک. و هرچه سریعتر آن را بیرون بیاندازید ، عمل بزرگتر خواهد بود. به همین دلیل است که می خواهید سوخت را به شدت بسوزانید: هرچه داغتر بتوانید سوخت را بدست آورید ، هرچه سریعتر خروج از اگزوز انجام شود ، عمل بزرگتر و واکنش بزرگتر است.
پیشرانه هایی هستندکه سوخت واکسیدکننده به طورمجزا درون محفظه ی احتراق تزریق می شوند و بدون نیاز به آتشزنه و فقط با برخورد با یکدیگر شعله ور می شوند. که این قابلیت آن را برای سامانه های مانوری فضاپیماها که نیاز است بارها خاموش و روشن شوند ایده آل می نماید.
معمول ترین سوخت های خود مشتعل شامل هیدرازین، مونو متیل هیدرازین (MMH) و دی متیل هیدرازین نا متقارن (UDMH) می باشند.
و از اکسید کننده های خود مشتعل معروف می توان به تتروکسید نیتروژن (NTO) و اسید نیتریک اشاره نمود. در خانواده ی موشک های تیتان، موشک های ماهواره بر دلتا 2 از آیروزین50 و NTO استفاده شده است.
در ضمن شاتل ها شاتل فضایی از چهار قسمت اصلی تشکیل شده ۱- مدار پیما که منظور خود شاتل است ۲-موتور های اصلی خود مدار پیما ۳-مخزن سوخت خارجی ۴-دو راکت سوخت جامد خود مدار پیمای شاتل که توسط کمپانی rockwell international توسعه یافته به اندازه سایز یک هواپیمای مسافربری DC-9 میباشد مدار پیما دارای ۳۷ متر طول طول بال ۲۴ متر و وزن تقریبی ۷۷ تن خود مدار پیما بجز سیستم های الکترونیکی و موتور ها و سیستم های مکانیکی به دو بخش تقسیم میشود قسمت کابین و قسمت کارگو (محفظه بار ) شاتل دارای ۷ نفر خدمه است و خود کابین به دو بخش تقسیم میشود که قسمت بالایی کابین اصلی است که برای کنترل شاتل استفاده میشود و دارای 10 نمایشگر است و در این کابین با استفاده از پنل ها فضانوردان شاتل را کنترل میکنند و کابین پایینی برای استراحت فضانوردان است که دارای توالت جای خواب و جا برای غذا خوردن است و جو و گاز های درون کابین مانند آنچه در سطح زمین است تشکیل میشود گاز جو درون کابین از ۸۰ درصد نیتروژن و ۲۰ درصد اکسیژن تشکیل شده و قسمت کارگو یا همان محفظه بار طول ۱۸ متر و عرض ۴.۵ متر است و در قسمت محفظه بار محموله ها مانند ماهواره و … حمل میشود و شاتل تا ۳۰ تن را در حین لانچ و نصف همین مقدار را در زمان برگشت به زمین میتواند حمل کند و همچنین شاتل محفظه با اکسیژن قابل سکونت بیشتری هم میتواند حمل کند قبل بازنشستگی سیستم هدایت موشک شامل حسگرهای بسیار پیچیده، رایانه های روی برد، رادارها و تجهیزات ارتباطی است. سیستم هدایت در هنگام پرتاب موشک دو نقش اصلی دارد. برای ایجاد ثبات برای موشک و کنترل موشک در حین مانور.باله ها: اکثر موشک ها از باله های دمی استفاده می کنند که قدرت مانور و زوایای حمله بالایی را به همراه دارد. اغلب به آنها بالهایی تعبیه می شود که باعث بلندتر شدن بیشتر و بهبود برد می شوند
اکثر موشک‌های مدرن نازل را می‌چرخانند تا گشتاور کنترلی تولید کنند. در یک سیستم رانش گیمبال، نازل اگزوز موشک را می توان از یک طرف به طرف دیگر چرخاند. با حرکت نازل، جهت رانش نسبت به مرکز ثقل موشک تغییر می کند. دو نقطه مرجع مورد علاقه وجود دارد. اول نحوه مدل‌سازی موقعیت، دوم نحوه مدل‌سازی نگرش است. ارجاعات موقعیت معمولاً در یک سیستم مختصات به نام اینرسی مرکز زمین انجام می شود. این اساساً مرکز زمین را 0،0،0 با محورهای قطب، 0 و 90 درجه طول جغرافیایی نقاط استوا می نامد. I وارد عمل می شود زیرا در حالی که مختصات ECI در یک نقطه از زمان تنظیم می شوند، بر اساس چرخش زمین تنظیم می شوند. بنابراین جسمی روی زمین که حرکت نمی کند با سرعت چرخش زمین حرکت می کند. این یا توسط یک شتاب سنج با دقت بالا (قسمتی از دستگاهی به نام IMU) یا GPS پیدا می شود. معمولاً IMU برای ناوبری اولیه استفاده می شود که در صورت بروز مشکل جدی توسط GPS به عنوان پشتیبان پشتیبانی می شود.در مورد جهت گیری، می توان از تعدادی سیستم استفاده کرد. برای موشک‌ها، من معتقدم رایج‌ترین آنها کواترنیون‌ها با نقطه مرجع از موقعیت مستقیم به پایین هستند. این را می توان با تعدادی از روش ها اندازه گیری کرد، معمولاً از یک IMU استفاده می شود که دستگاهی است که اساساً تفاوت در اشاره را از نقطه شروع نشان می دهد. اما مرجع موشک در حلقه سیستم کنترل چیست؟ گیمبال ها از کجا اطلاعاتی را در مورد نحوه قرارگیری خود به دست می آورند؟
این یک تلاش مشترک بین طراحی نرم افزار پرواز، برنامه ریزی پرواز قبل از پرتاب، دستورات از زمین و عملکرد نرم افزار پرواز است. مولفه های کلیدی نرم افزار پرواز که در این فرآیند دخیل هستند عبارتند از: اصلاح، هدایت، ناوبری و کنترل.
مدینگ (که با نام‌های مختلف می‌آید) عملکرد کلی فضاپیما را تعیین می‌کند. حتی با نادیده گرفتن بی‌شمار حالت‌های شکست، بازیابی و توقف، وسایل نقلیه پرتاب چندین بار در طول پرتاب حالت‌های عملیاتی را تغییر می‌دهند. حالت دیکته می کند که از کدام الگوریتم ها و اعداد جادویی (به عنوان مثال، دستاوردهای کنترل) سیستم های هدایت، ناوبری و کنترل برای بردن فضاپیما به مدار مورد نظر استفاده کنند.
نرم افزار ناوبری از حسگرهای مختلفی برای پیگیری وضعیت خودرو استفاده می کند. این حالت شامل موقعیت و سرعت، نگرش و نرخ نگرش، به علاوه پارامترهای دیگر مانند زاویه حمله و لغزش از طرف است. واحد اندازه گیری اینرسی خودرو، که شتاب و سرعت زاویه ای را حس می کند، یکی از ورودی های کلیدی سیستم ناوبری است. Saturn V دارای یک IMU جفت شده بود، بنابراین شتاب را با توجه به برخی چارچوب اینرسی گزارش کرد. این بسیار گران بود و مستعد خطا بود. شتاب سنج های مدرن با توجه به وسیله نقلیه ثابت هستند و این گزارش شتاب را در یک قاب ثابت نسبت به وسیله نقلیه حس می کند. این شتاب محسوس باید به یک قاب اینرسی تبدیل شود تا مورد استفاده قرار گیرد.
شتاب سنج ها شتاب را برای رانش و کشیدن حس می کنند، اما گرانش را نه. (شتاب‌سنج‌ها نمی‌توانند گرانش را حس کنند.) سیستم ناوبری باید این شتاب‌های حس‌شده را با مدلی از میدان گرانشی زمین افزایش دهد. ادغام شتاب محاسبه شده برای سرعت تسلیم، و سپس ادغام آن برای موقعیت تسلیم، محاسبه مرده نامیده می شود. بدون اصلاح، وضعیت تخمین زده شده از حالت واقعی دور می شود. سیستم های ناوبری مدرن از GPS برای ارائه یک تخمین جایگزین از موقعیت استفاده می کنند. تطبیق تضاد بین این اندازه گیری های متفاوت وظیفه فیلتر کالمن سیستم ناوبری است.
سیستم ناوبری وضعیت تخمین زده شده را به سیستم هدایت تغذیه می کند. سیستم هدایت از طرح پرواز (محاسبه شده روی زمین، قبل از پرتاب) برای تعیین خطا بین حالت برنامه ریزی شده و ناوبری استفاده می کند. این خطا ممکن است به دلیل رفتار نکردن رانشگرها مطابق برنامه ریزی شده، تغییر باد، یک مانور برنامه ریزی شده خاص مانند برنامه رول که مدت کوتاهی پس از پرتاب شروع شده است، یا خطاهایی در وضعیت ناوبری باشد. علت هرچه که باشد، وضعیت برنامه ریزی شده و ناوبری خودرو با یکدیگر موافق نیستند.
سیستم هدایت این خطای حالت را به سیستم کنترل می دهد. سیستم کنترل از خطای حالت به عنوان یک اشاره برای صدور دستورات به محرک های مختلف استفاده می کند. خطا باید فقط به عنوان یک اشاره استفاده شود. بهتر است خطاهای کوچک اصلاح نشده باقی بمانند، خطاهای بزرگ را نمی توان فورا تصحیح کرد و برخی از خطاها اصلاً اصلاح نمی شوند. در مورد وسایل نقلیه با موتورهای قابل گاز، تغییر سطح رانش می تواند به کاهش خطاهای سرعت و موقعیت کمک کند.
تصحیح خطاهای نگرش و میزان نگرش وظیفه کنترل کننده نگرش است. تعدادی از رویکردهای مختلف برای این مورد استفاده شده و همچنان استفاده می شود. یکی از روش های پرکاربرد کنترل کننده صفحه فاز است. من از رول به عنوان مثال استفاده می کنم. فرض کنید خطای رول منفی و خطای نرخ چرخش مثبت است. بهترین کار ممکن است این باشد که هیچ کاری انجام ندهید. خطای نرخ مثبت در نهایت باعث می شود که وسیله نقلیه زاویه چرخش صحیحی داشته باشد. یک کنترل کننده صفحه فاز دارای نوارهای مرده است که در آنها هیچ کاری انجام نمی شود. خارج از این نوارهای مرده، کنترل صفحه فاز نشان می دهد که باید کاری انجام شود. اگر موشک دارای موتورهای گیمبال باشد، تنظیمات بهره کنترلر، این چیزی را به دستوراتی برای گیمبال ها تبدیل می کند. برخی از موشک‌ها موتورهای گیبلی ندارند. آنها در عوض از جت های ورنیه یا بردار رانش استفاده می کنند. در هر صورت، خطاهای خارج از باند مرده منجر به دستورات محرک می شود که فضاپیما را به سمت نرخ نگرش/نگرش مطلوب حرکت می دهد. چرخش گرانشی معمولاً برای وسایل نقلیه موشکی که به صورت عمودی پرتاب می شوند، مانند شاتل فضایی، استفاده می شود. موشک با پرواز مستقیم به سمت بالا شروع می شود و هم سرعت عمودی و هم ارتفاع را به دست می آورد. در این بخش از پرتاب، گرانش مستقیماً در برابر رانش موشک عمل می کند و شتاب عمودی آن را کاهش می دهد. تلفات مرتبط با این کند شدن به عنوان کشش گرانشی شناخته می شود و می توان با اجرای مرحله بعدی پرتاب، مانور پیچ اور، در اسرع وقت، آن را به حداقل رساند. برای جلوگیری از بارهای آیرودینامیکی بزرگ روی وسیله نقلیه در طول مانور، پیچ اور نیز باید در حالی انجام شود که سرعت عمودی آن کم است
مانور پیچ اور شامل این می شود که موشک موتور خود را کمی به هم می زند تا مقداری از نیروی رانش خود را به یک سمت هدایت کند. این نیرو یک گشتاور خالص روی کشتی ایجاد می کند و آن را به گونه ای می چرخاند که دیگر به صورت عمودی حرکت نکند. زاویه چرخش با وسیله نقلیه پرتاب متفاوت است و در سیستم هدایت اینرسی موشک گنجانده شده استبرای برخی از وسایل نقلیه فقط چند درجه است، در حالی که سایر وسایل نقلیه از زوایای نسبتاً بزرگ (چند ده درجه) استفاده می کنند. پس از تکمیل چرخش، موتورها مجدداً تنظیم می شوند تا دوباره به سمت پایین محور موشک حرکت کنند. این مانور کوچک فرمان تنها زمانی است که در طول یک صعود گرانشی ایده آل باید از رانش برای اهداف فرمان استفاده کرد. مانور پیچ اور دو هدف را دنبال می کند. اول اینکه موشک را کمی بچرخاند تا مسیر پروازش دیگر عمودی نباشد و دوم اینکه موشک را در مسیر صحیح برای صعود به مدار قرار دهد. پس از پیچ اور، زاویه حمله موشک برای باقیمانده صعود به مدار صفر تنظیم می شود. این صفر شدن زاویه حمله بارهای آیرودینامیکی جانبی را کاهش می دهد و نیروی بالابر ناچیزی را در طول صعود ایجاد می کندشتاب پایین برد
نموداری که بردارهای سرعت را برای زمان‌های t t و t+1 در طول فاز شتاب پایین‌برد نشان می‌دهد. مانند قبل، سرعت جدید وسیله نقلیه پرتاب، حاصل جمع برداری سرعت قدیمی، شتاب ناشی از رانش و شتاب گرانش است. از آنجایی که گرانش مستقیماً به سمت پایین عمل می کند، بردار سرعت جدید به هم سطح بودن با افق نزدیک تر است. گرانش مسیر را به سمت پایین «چرخش» کرده است.
پس از پیچ اور، مسیر پرواز موشک دیگر کاملاً عمودی نیست، بنابراین گرانش برای برگشت مسیر پرواز به سمت زمین عمل می کند. اگر موشک نیروی رانش تولید نمی کرد، مسیر پرواز یک بیضی ساده مانند یک توپ پرتاب شده بود (این یک اشتباه رایج است که فکر کنیم سهمی است: این تنها در صورتی درست است که فرض شود زمین صاف است و گرانش همیشه نشان می دهد. در همان جهت، که تقریب خوبی برای مسافت های کوتاه است)، تسطیح کردن و سپس سقوط به زمین. با این حال، موشک در حال تولید نیروی رانش است، و به جای آن که در سطح زمین قرار گیرد و دوباره پایین بیاید، زمانی که موشک به سطح می‌رسد، ارتفاع و سرعت کافی برای قرار دادن آن در مداری پایدار به دست آورده است.
اگر موشک یک سیستم چند مرحله‌ای باشد که در آن مراحل به صورت متوالی شلیک می‌کنند، سوختن صعود موشک ممکن است پیوسته نباشد. برای جداسازی مراحل و احتراق موتور بین هر مرحله متوالی باید مدتی در نظر گرفته شود، اما برخی از طراحی‌های موشک نیاز به زمان بیشتری برای پرواز آزاد بین مراحل دارند. این به ویژه در موشک های رانش بسیار بالا مفید است، جایی که اگر موتورها به طور مداوم شلیک می شدند، سوخت موشک قبل از تسطیح شدن و رسیدن به مدار پایدار بالای جو تمام می شد. این تکنیک همچنین هنگام پرتاب از سیاره ای با جو غلیظ مانند زمین مفید است. از آنجایی که گرانش مسیر پرواز را در طول پرواز آزاد می‌چرخاند، موشک می‌تواند از زاویه جهش اولیه کوچک‌تری استفاده کند که به آن سرعت عمودی بالاتری می‌دهد و آن را با سرعت بیشتری از جو خارج می‌کند. این امر هم کشش آیرودینامیکی و هم استرس آیرودینامیکی را در حین پرتاب کاهش می دهد. سپس بعداً در طول پرواز، موشک بین مرحله شلیک در ساحل قرار می‌گیرد و به آن اجازه می‌دهد تا بالاتر از اتمسفر قرار گیرد، بنابراین وقتی موتور دوباره شلیک می‌کند، در زاویه حمله صفر، رانش کشتی را به صورت افقی شتاب می‌دهد و آن را در مدار قرار می‌دهد.
از آنجایی که نمی توان از سپرهای حرارتی و چتر نجات برای فرود بر روی جسمی بدون هوا مانند ماه استفاده کرد، فرود نیرومند با چرخش گرانشی جایگزین خوبی است. ماژول ماه آپولو از یک چرخش گرانشی کمی تغییر یافته برای فرود از مدار ماه استفاده کرد. این اساساً یک پرتاب معکوس بود با این تفاوت که یک فضاپیمای فرود در سطح سبک ترین است در حالی که فضاپیمایی که پرتاب می شود سنگین ترین در سطح است. یک برنامه کامپیوتری به نام لندر که فرودهای چرخشی گرانشی را شبیه‌سازی می‌کرد، این مفهوم را با شبیه‌سازی پرتاب چرخشی گرانشی با نرخ جریان جرمی منفی، یعنی مخازن سوخت پر شده در حین سوختن موشک، به کار برد. ایده استفاده از مانور چرخش گرانشی برای فرود یک وسیله نقلیه در ابتدا برای فرود نقشه‌بر ماه توسعه داده شد، اگرچه نقشه‌بردار بدون اینکه ابتدا به مدار ماه برود یک رویکرد مستقیم به سطح انجام داد.وسیله نقلیه با جهت گیری برای سوختگی رتروگراد برای کاهش سرعت مداری خود شروع می کند و نقطه پری آپسیس خود را تا نزدیک سطح بدنی که قرار است روی آن فرود بیاید پایین می آورد. اگر سفینه در حال فرود بر روی سیاره‌ای با جوی مانند مریخ باشد، سوختگی دور از مدار تنها پریاپسیس را در لایه‌های بالایی جو پایین می‌آورد، نه درست بالای سطح مانند یک جسم بدون هوا. پس از کامل شدن سوختن دور از مدار، وسیله نقلیه می‌تواند تا زمانی که به محل فرود نزدیک‌تر شود، کناره‌گیری کند یا در حالی که زاویه حمله صفر را حفظ می‌کند، موتور خود را به کار می‌اندازد. برای سیاره ای با جو، بخش ساحلی سفر شامل ورود از طریق جو نیز می شود.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

محفظه احتراق

اما اینکه محفظه ی احتراق موتور های جت چطور کار میکند و چه تفاوتی با محفظه ی احتراق موتور های پیستونی دارد؟
برای پاسخ دادن به این سوال لازم میدونم ابتدا فرایند احتراق(اکسایش) را مورد بررسی قرار دهیم و درک کنیم. احتراق هوا با سوخت در فشار معمولی اتمسفر انرژی کافی (جنبشی) برای انجام کار را فراهم نمیکند. در واقع انرژی متناسب با چگالی و فشار هوا پخش (تولید) میشود. بنابراین برای افزایش بازده احتراق به هوایی نیاز است که فشار زیادی دارد. در موتور جت این هوا را کمپرسور تهیه میکند. مطلب قبلی درباره ی کمپرسور بود که آنرا به طور کوتاه مورد بررسی قرار دادیم.
هوا پس از فشرده شدن و مخلوط شدن با سوخت به نسبت سوخت و مقدار فشردگی هوا احتراق حاصل میکند. مثلا اگر در موتور های پیستونی مقدار فشردگی هوا را از مقدار معمولی آن( 16- 18 Atm) افزایش دهیم قدرت موتور افزایش میابد. البته مقدار فشردگی هوا در موتور های پیستونی کاملا اصولی و دقیق تعیین شده و چنانچه بخواهیم این مقدار را افزایش دهیم باید از قطعات و شرایط خاصی استفاده کنیم و در حالت کلی نمیتوان در موتور های معمولی این کار را کرد چون با موانعی از قبیل افزایش دادن تعداد رینگ های کمپرسی و افزایش مقاومت قطعات تمام متحرک مانند میل لنگ و شاتون و ... روبرو میشود .
برای بهتر درک کردن اهمیت فشرده شدن هوا میتوان مثال واضح دیگری زد . اگر شما در موتور های پیستونی مرحله ی ترکم که مربوط به فشردگی هوا میباشد؛ حذف کنید دیگر موتور کار نخواهد کرد در موتور های جت نیز به این صورت است. در حالت کلی اگر در هوا خاصیت فشردگی وجود نداشت هیچ موتور اکسایشی وجود نداشت.
در موتور های پیستونی احتراق بطور کامل صورت نمیگیرد و مقداری کربن و رسوبات دیگر بر جای میگذارد. در موتور جت تقریبا سوخت به طور کامل با اکسیژن با بازدهی نزدیک به ۱۰۰٪ ترکیب میشود (هیچوقت احتراق کامل صورت نمیگیرد مگر آنکه مقدار هوای لازم بیشتر( اکسیژن خالص) و سوخت خالص باشد که در مورد سوخت های فصیلی صادق نمیباشد).
در موتور های پیستونی سوخت با هوا مخلوط شده سپس این مخلوط به داخل محفظه ی احتراق میرود ( به غیر از موتورهای دیزلی ) و تولید انفجار میکند. بهترین نسبت هوا به سوخت در این موتورها 15:1 و 14:1 است و مقدار گرمای تولیدی حدود 1500 میباشد.
اما در موتورهای توربینی این مقدار افزایش میابد ولی هیچ دستگاه یا وسیله ای برای تنظیم دقیق این مقدار وجود ندارد و فقط با سنسور های مخصوصی مقدار اکسیژن موجود در هوا محاسبه و به نسبت آن سوخت افزایش یا کاهش میابد.$\eta_t = \frac{t_{max} - t_{amb}}{t_{max}} $
در موتورهای توربینی هوا در داخل محفظه ی احتراق با سوخت مخلوط میشود. در صورت اینکه سوخت مایع باشد به صورت پودر در داخل محفظه ی احتراق پاشیده و به خوبی با هوا مخلوط میشود. تفاوت اساسی آن با سایر موتورها این است که در آن احتراق مداوم و پایدار است به این معنی که احتراق متوقف نمیگردد. اما بطور کاربردی هیچ ماده ای برای استفاده در جنس محفظه ی احتراق و توربین وجود ندارد که بطور مداوم حرارت بالای 1500را بدون تغییر حالت (فیزیکی و شیمیایی) تحمل کند. این مشکل بطریقی با شکافتن هوای کمپرسور به دو شاخه حل شده است. شاخه اول برای سوزاندن سوخت در نسبت استوکیومتری و شاخه یا انشعاب دوم با حرارت حاصل از شاخه ی اول مخلوط میشود.(حرارت ایجاد شده شامل حرارت محفظه ی احتراق، توربینها، نازلها یا به اصطلاح استاتورها ، نازل خروجی و کلیه قسمت هایی که حرارت دارند میشود). نتیجه اینکه احتراق سوخت کامل میشود و کل جرم هوای کمپرس شده ی گرم بطور مزدوج و یکنواخت به دمای عملیاتی توربینها اختصاص داده می شود.
نوع محفظه ی احتراق هایی که امروزه استفاده میشود بر سه شکل است : نوع can ، نوع annular یا حلقوی و نوع can-annular .
هوا از قسمت جلویی محفظه ی نگه دارنده بواسطه ی منتشر کردن و بالا بردن پیوسته جریان تزریق سوخت وارد میشود. در حین احتراق این عمل اجازه ی سریع مخلوط شدن و جلوگیری از قطع شدن احتراق را میدهد که باعث ادامه احتراق شعله میشود.
$Tt4 / Tt3 = (1 + f * nb * Q / (cp * Tt3)) / (1 + f)$
دمای ورودی مشعل Tt3 توسط کمپرسور و شرایط جریان خارجی تعیین می شود. مقدار گرمایش سوخت Q ویژگی خاصیت سوخت خاص مورد استفاده است و ضریب حرارتی خاص cp خاصیت شناخته شده هوا است. در عملکرد موتور ، ما می توانیم میزان جریان سوخت را تعیین کنیم که مقداری را برای نسبت سوخت / هوا f تعیین می کند و نسبت دما را در مشعل تنظیم می کند. نسبت دمای مشعل و نسبت فشار مقداری را برای نسبت دمای موتور ، ETR و نسبت فشار موتور ، EPR تعیین می کنند که به نوبه خود رانش نظری موتور را تعیین می کند .
به نظر می رسد که ما فقط با افزایش سرعت جریان سوخت و نسبت سوخت / هوا می توانیم نسبت دما و فشار رانشی را به اندازه دلخواه خود بسازیم. با این حال ، جزئیات فرآیند احتراق محدودیتهایی را در مقادیر نسبت سوخت / هوا تنظیم می کند. و در عملکرد موتور ، حداکثر دمای خروجی مشعل Tt4 وجود دارد که با محدودیت مواد تعیین می شود . اگر بخواهیم موتور را گرمتر از این حداکثر دما کار کنیم ، مشعل و توربین آسیب می بینند. اکنون می توانید از EngineSim برای بررسی تأثیرات مواد مختلف بر عملکرد موتور استفاده کنید.
.بطور معمول چهار نوع محفظه احتراق وجود دارد که عبارتند از:
- محفظه‌های لوله‌ای یا استوانه‌ای (can type)
- محفظه‌های لوله‌ای-حلقه‌ای (cannular)
- محفظه‌های حلقه‌ای (annular)
- محفظه‌های حلقه‌ای دوبله(double annular)
· عمل احتراق در محفظه احتراق
همانطور که اشاره شد هوای کمپرسور به علت فشار و سرعت زیاد در جهت وارد شدن به محظه احتراق به دیفیوزر می‌رود. این دستگاه به علت شکل مخصوصی که دارد باز هم فشار هوا را زیاد کرده و از سرعت آن می‌کاهد و آنگاه که برای سوختن مناسب باشد، آنرا وارد محفظه احتراق می‌نماید
سوخت مورد استفاده موتورهای جت از نوع سوخت سنگینی به نام JP-4است که نوعی نفت سنگین می‌باشد. نسبت مخلوط هوا و سوخت در محفظه احتراق از1/45 تا 1/130 می‌تواند تغییر کند. از کل هوای ورودی به محفظه احتراق 4/1آن به مصرف سوخت می‌رسد و بقیه هوا یعنی 75% آن به مصرف خنک کردن شعله، رقیق کردن آن و ساختن واشری از هوای فشرده جهت جلوگیری از برخورد شعله به دیواره محفظه و همچنین نگهداشتن شعله در وسط و بالاخره خاموش کردن شعله داخل محفظه احتراق می‌رسد. گازهای داغ با فشار زیاد از قسمت انتهایی محفظه احتراق که بتدریج تنگتر شده و مانند یک لوله مخروطی است، عبور می‌کند و باعث افزایش سرعت گازهای داغ شده و آنها را به طرف پره‌های ثابت توربین و سیس پره‌های گردنده توربین هدایت می‌کند.
حفظه ی احتراق
نوع محفظه ی احتراق هایی که امروزه استفاده میشود بر سه شکل است : نوع can ، نوع annular یا حلقوی و نوع can-annular .
معمولا دریک موتور دو شمع وجود دارد. البته در نوع can چون محفظه ی احتراق یکپارچه است و از یک لوله به لوله ی دیگر آن مسیر راستی وجود ندارد باید برای هر لوله یک شمع استفاده شود. و اینکه هرچه موتور بزرگتر باشد به شمع بیشتری احتیاج دارد. شمع معمولا در جریان مقابل یک تزریق کننده قرار دارد.
در حقیقت حدود ۲۵ درصد هوا در واکنش احتراق شرکت میکند که حرارت گازهای حاصل از احتراق ۳۵۰۰ درجه فارنهایت میباشد . قبل از برخورد این گاز به توربین باید حرارت آن تقریبا به نصف این مقدار برسد. این کار همان طور که گفته شد با رقیق کردن این گازها با گازهای ثانویه که در بالا گفته شد صورت میگیرد.
بعد از کمپرسور و دی،یوزر قسمتی به نام محفظه احتراق وجود دارد که از یک یا چند محفظه، چند شمع، چند سوخت پاش و یک یا دو عدد Drain Valve تشکیل شده است. هوای فشرده پس از خروج از کمپرسور و عبور از دیفیوزر، وارد محقظه احتراق می‌شود. سوخت مناسب توسط سوخت پاشها به داخل هوای متراکم پاشیده می‌شود. هوا در اثر تراکم حرارتش بالا رفته و به محض اضافه شدن سوخت، مخاوط مناسب جهت احتراق آماده می‌شود. جرقه لازم در هنگامStarting توسط شمعها تولید شده و مخلوط محترق می‌شود. البته برای ایمنی بیشتر قبل از پاشیده شدن سوخت سیستم جرقه روشن شده و شمعها شروع به جرقه زدن می‌کنند تا به محض پاشیدن سوخت احتراق فورا انجام شده و از انجار جلوگیری به عمل آید. بدین ترتیب انرژی موجود در مخلوط هوا و سوخت در اثر احتراق تبدیل به انرژی حرارتی شده و انرژی جنبشی هوای عبوری از موتور را افزایش می‌دهد.
محفظه احتراق که شبیه تنور است پس از یکبار جرقه زدن شمعها تا پایان کار موتور روشن می‌ماند و دیگر نیازی به جرقه شمعها نیست و سیستم Ignition همراه با استارت خاموش می‌شود.
Annular : این نوع محفظه ی احتراق در حالت کلی از دو جداره شامل داخلی و خارجی تشکیل شده است . به شکل زیر که محفظه ی احتراق annular میباشد دقت کنید.
این محفظه ی احتراق از دو لوله مانند تشکیل شده که یکی در داخل دیگری است و از یک طرف به یکدیگر متصل شده اند و از آن طرف دیگر به توربین میرسند . در این نوع تعداد سوخت های ورودی زیاد است و بسته به نوع استفاده از موتور تعداد آنها کم یا زیاد است . حداقل تعداد سوخت های ورودی برای یک موتور جت مدل که از این نوع محفظه ی احتراق استفاده میکند میتواند یک عدد هم ، باشد. همان طور که میبینید احتراق در این نوع محفظه ی احتراق در فاصله ی بین لوله مانند داخلی و خارجی صورت میگیرد . از این نوع محفظه ی احتراق میتوان در تمام موتورهای توربینی و جت استفاده کرد و امروزه در موتورهای جت بیشتر هواپیما از این نوع استفاده میشود. البته ذکر کنم که هواپیماهایی وجود دارند که نوع محفظه ی احتراق آنها متفاوت از این نوع باشد مانند هواپیماهای نسبتا قدیمی، هواپیماهای ملخ دار و شخصی یک یا دو نفره و ... . در پست های بعدی توضیحات بیشتری در مورد این نوع خواهم داد .
can-annular : این مدل ترکیبی دو نوع بالاست که در آن محفظه ی احتراق can به همراه پوشش محفظه ی احتراق annular در کنار یکدیگر قرار میگیرند. دقت کنید که تفاوت این نوع محفظه ی احتراق با نوع can در این است که محفظه ی پوشش دهنده ی هوا در نوع ترکیبی برای همه ی لوله ها یکپارچه و یکی است ولی در نوع can برای هر لوله یک محفظه ی پوشش دهنده وجود دارد.
البته شکل دیگری از محفظه ی احتراق نوع annular هم وجود دارد که بیشتر در موتورهای توربوشفت استفاده دارد و جزو آن محسوب میشود . در این گونه، مسیر جریان احتراق در قسمت انتهایی محفظه ی احتراق annular یک پیچ دیگر به سمت داخل می خورد و بعد با توربین برخورد میکند.طبق شکل:
هوا از قسمت جلویی محفظه ی نگه دارنده بواسطه ی منتشر کردن و بالا بردن پیوسته جریان تزریق سوخت وارد میشود. در حین احتراق این عمل اجازه ی سریع مخلوط شدن و جلوگیری از قطع شدن احتراق را میدهد که باعث ادامه احتراق شعله میشود.
معمولا دریک موتور دو شمع وجود دارد. البته در نوع can چون محفظه ی احتراق یکپارچه است و از یک لوله به لوله ی دیگر آن مسیر راستی وجود ندارد باید برای هر لوله یک شمع استفاده شود. و اینکه هرچه موتور بزرگتر باشد به شمع بیشتری احتیاج دارد. شمع معمولا در جریان مقابل یک تزریق کننده قرار دارد.
در حقیقت حدود 25 درصد هوا در واکنش احتراق شرکت میکند که حرارت گازهای حاصل از احتراق 3500 درجه فارنهایت میباشد . قبل از برخورد این گاز به توربین باید حرارت آن تقریبا به نصف این مقدار برسد. این کار همان طور که گفته شد با رقیق کردن این گازها با گازهای ثانویه که در
محفظه احتراق یک جزء یا مساحت یک است توربین گاز ، رمجت ، یا scramjet موتور که در آن احتراق صورت می گیرد. همچنین به عنوان مشعل ، محفظه احتراق یا نگهدارنده شعله شناخته می شود . در یک موتور توربین گازی ، احتراق یا محفظه احتراق توسط سیستم فشرده سازی هوای فشار بالا را تأمین می کند. سپس احتراق با فشار مداوم این هوا را گرم می کند. پس از گرم شدن ، هوا از احتراق از طریق پره های راهنمای نازل به توربین منتقل می شود. در مورد موتورهای رمجتس یا اسکرام جت ، هوا مستقیماً به نازل منتقل می شود.
یک احتراق باید با وجود سرعت جریان هوا بسیار بالا ، احتراق پایدار را داشته و حفظ کند. برای انجام این کار ، احتراق ها با دقت طراحی شده اند تا ابتدا هوا و سوخت را مخلوط و مشتعل کنند و سپس در هوای بیشتری مخلوط شوند تا روند احتراق کامل شود. موتورهای توربین گازی اولیه از یک محفظه واحد استفاده می کردند که به عنوان یک احتراق نوع قوطی شناخته می شود. امروزه سه پیکربندی اصلی وجود دارد: قوطی ، حلقوی و کانولار (همچنین به آن می توان گفت حلقه حلقوی حلقوی می باشد). پس سوزها اغلب نوع دیگری از احتراق محسوب می شوند.
احتراق ها در تعیین بسیاری از خصوصیات عملکردی موتور مانند بازده سوخت ، میزان انتشار و پاسخ گذرا (پاسخ به شرایط متغیر مانند جریان سوخت و سرعت هوا) نقش مهمی دارند.
احتراق در توربوجت
هدف از احتراق در یک توربین گاز افزودن انرژی به سیستم برای تأمین انرژی توربین ها و تولید گاز با سرعت بالا برای تخلیه از طریق نازل در کاربردهای هواپیما است. مانند هر چالش مهندسی ، تحقق این امر مستلزم متعادل سازی بسیاری از ملاحظات طراحی ، مانند موارد زیر است:
سوخت را کاملاً احتراق کنید. در غیر این صورت ، موتور سوخت نسوخته را هدر داده و انتشار ناخواسته هیدروکربن های نسوخته ، مونوکسیدکربن (CO) و دوده ایجاد می کند.
افت فشار کم روی دور احتراق. توربینی که این احتراق تغذیه می کند برای کارایی کارآمد به جریان فشار زیادی نیاز دارد.
شعله (احتراق) باید درون احتراق نگه داشته شود. اگر احتراق دوباره در موتور رخ دهد ، مراحل توربین به راحتی گرم می شوند و آسیب می بینند. علاوه بر این ، در حالی که پره های توربین به پیشرفت بیشتری می رسند و توانایی مقاومت در برابر دماهای بالاتر را دارند ، در حال طراحی محفظه های احتراق در دمای بالاتر و نیاز به طراحی قسمت های احتراق برای مقاومت در برابر دمای بالاتر است.
باید در صورت شعله ور شدن موتور بتواند در ارتفاع زیاد دوباره نور بگیرد.
مشخصات دمای خروجی یکنواخت. اگر در جریان خروجی نقاط داغی وجود داشته باشد ، توربین ممکن است تحت تنش گرمایی یا سایر انواع خرابی قرار بگیرد. به همین ترتیب ، مشخصات دما در داخل احتراق باید از ایجاد نقاط گرم جلوگیری کند ، زیرا این موارد می توانند به یک احتراق از داخل آسیب برسانند یا از بین ببرند.
طیف وسیعی از عملکرد. اکثر احتراق ها باید بتوانند با فشارهای مختلف ورودی ، دما و جریان های جرمی کار کنند. این فاکتورها هم با تنظیمات موتور و هم با شرایط محیطی تغییر می کنند (یعنی گاز کامل در ارتفاع کم می تواند با گاز بیکار در ارتفاع زیاد متفاوت باشد).
این قاب پوسته خارجی احتراق است و یک ساختار کاملاً ساده است. پوشش به طور کلی نیاز به نگهداری کمی دارد. این مورد توسط هوای جاری در آن در برابر بارهای گرمایی محافظت می شود ، بنابراین عملکرد حرارتی نگرانی محدودی دارد. با این حال ، این پوشش به عنوان یک مخزن تحت فشار عمل می کند که باید تفاوت فشارهای زیاد درون احتراق و فشار پایین خارج را تحمل کند. این بار مکانیکی (نه گرمایی) یک عامل طراحی محرک در مورد است.
پخش کننده
هدف از پخش کننده این است که هوا را با سرعت زیاد ، بسیار فشرده و از کمپرسور به سرعت مطلوب احتراق برساند. کاهش سرعت منجر به از دست رفتن اجتناب ناپذیر فشار کل می شود ، بنابراین یکی از چالش های طراحی محدود کردن افت فشار تا حد ممکن است. بعلاوه ، دیفیوزر باید طوری طراحی شود که با جلوگیری از اثرات جریان مانند جداسازی لایه مرزی ، تا آنجا که ممکن است اعوجاج جریان را محدود کند . همانند اکثر اجزای موتور توربین گاز ، دیفیوزر تا حد ممکن کوتاه و سبک طراحی شده است.
پوزه
پوزه امتداد گنبد است (به زیر مراجعه کنید) که به عنوان یک تقسیم کننده هوا عمل می کند و هوای اولیه را از جریانهای ثانویه هوا جدا می کند
گنبد / چرخان
گنبد و چرخش بخشی از احتراق است که هوای اولیه با ورود به منطقه احتراق از آن عبور می کند ( مسیرهای جریان هوا را در زیر ببینید). نقش آنها ایجاد تلاطم در جریان برای مخلوط کردن سریع هوا با سوخت است. ] احتراق های اولیه تمایل به استفاده از گنبدهای بدنه بدنه (به جای چرخش) داشتند که از یک صفحه ساده برای ایجاد تلاطم بیداری برای مخلوط کردن سوخت و هوا استفاده می کردند. با این حال ، بیشتر طراحی های مدرن دارای ثبات در چرخش هستند (از چرخان استفاده کنید). چرخنده یک منطقه کم فشار محلی ایجاد می کند که برخی از محصولات احتراق را مجبور به گردش مجدد می کند و تلاطم زیادی ایجاد می کند. با این حال ، هرچه تلاطم بیشتر باشد ، افت فشار برای احتراق بیشتر خواهد بود ، بنابراین گنبد و چرخش باید با دقت طراحی شود تا تلاطم بیشتری نسبت به مقدار لازم برای مخلوط شدن سوخت و هوا ایجاد نشود.
تزریق کننده ی سوخت
انژکتورهای سوخت محفظه احتراق چرخشی در توربوفن
انژکتور سوخت وظیفه وارد کردن سوخت به منطقه احتراق را بر عهده دارد و همراه با چرخش (در بالا) وظیفه مخلوط کردن سوخت و هوا را بر عهده دارد. چهار نوع اصلی انژکتور سوخت وجود دارد. انژکتورهای فشار دهنده ، انفجار هوا ، بخار شونده و انژکتورهای پیش مخلوط / غنی سازی. انژکتورهای سوخت اتمیزه کننده فشارها به فشارهای بالای سوخت (تا حد 3400 کیلوپاسکال (500 psi)) متکی هستند تا [nb 1] سوخت را اتمی کنند. این نوع انژکتور سوخت بسیار ساده بودن این مزیت را دارد اما معایب مختلفی دارد. سیستم سوخت باید به اندازه کافی مقاوم باشد تا بتواند در برابر فشارهای بالا مقاومت کند و سوخت به صورت ناهمگن اتمی شده و منجر به احتراق ناقص یا ناهموار می شود که آلاینده ها و دود بیشتری دارد.
نوع دوم انژکتور سوخت انژکتور انفجار هوا است. این انژکتور یک ورق سوخت را با جریان هوا "منفجر می کند" و سوخت را به قطرات همگن تبدیل می کند. این نوع انژکتور سوخت منجر به اولین احتراق های بدون دود شد. هوای مورد استفاده دقیقاً همان مقدار هوای اولیه است (به مسیرهای جریان هوا در زیر مراجعه کنید) که به جای چرخش از طریق انژکتور هدایت می شود. این نوع انژکتور همچنین فشار سوخت کمتری نسبت به نوع اتمیزه فشار دارد.
انژکتور سوخت بخار شونده ، نوع سوم ، مشابه انژکتور انفجار هوا است در آنجا که هوای اولیه با سوخت به منطقه احتراق تزریق می شود ، با سوخت مخلوط می شود. با این حال ، مخلوط سوخت و هوا از طریق یک لوله در داخل منطقه احتراق عبور می کند. گرما از ناحیه احتراق به مخلوط سوخت و هوا منتقل می شود و مقداری از سوخت را بخار می کند (بهتر آن را مخلوط می کند) قبل از احتراق. این روش باعث می شود تا سوخت با تابش حرارتی کمتری سوخت شود ، که به محافظت از آستر کمک می کند. با این حال ، لوله بخار ساز ممکن است با دوام سوخت کم در داخل آن ، مشکلات دوام جدی داشته باشد (سوخت داخل لوله ، لوله را از گرمای احتراق محافظت می کند
انژکتورهای پیش مخلوط / بخار دهنده با مخلوط کردن یا بخار کردن سوخت قبل از رسیدن سوخت به منطقه احتراق کار می کنند. این روش باعث می شود که سوخت بسیار یکنواخت با هوا مخلوط شود و باعث کاهش انتشار از موتور شود. یک عیب این روش این است که سوخت ممکن است قبل از رسیدن مخلوط سوخت و هوا به منطقه احتراق ، به طور خودکار روشن شود یا در غیر این صورت احتراق کند. در صورت بروز چنین اتفاقی احتراق به طور جدی آسیب دیده است.
اشتعال
بیشتر دستگاه های جرقه زنی در کاربردهای توربین گاز ، جرقه های برقی هستند ، مشابه شمع های خودرو . جرقه زنی باید در منطقه احتراق باشد که در آن سوخت و هوا از قبل مخلوط شده اند ، اما باید به اندازه کافی در بالادست باشد تا توسط خود احتراق آسیب نبیند. هنگامی که احتراق در ابتدا توسط دستگاه جرقه زنی شروع شد ، خود دوام می آورد و دیگر از دستگاه جرقه زنی استفاده نمی شود. در احتراق های حلقوی و حلقوی (نگاه کنید به انواع احتراق ها)در زیر) ، شعله می تواند از یک منطقه احتراق به منطقه دیگر گسترش یابد ، بنابراین در هر یک از دستگاه های احتراق نیازی نیست. در بعضی از سیستمها از روشهای کمکی احتراق استفاده می شود. یکی از این روش ها تزریق اکسیژن است ، جایی که اکسیژن به ناحیه اشتعال منتقل می شود و به راحتی سوخت می شود. این امر به ویژه در برخی از برنامه های هواپیما که ممکن است مجبور به راه اندازی مجدد موتور در ارتفاع زیاد باشد بسیار مفید است.
مسیرهای جریان هوا
هوای اولیه
این هوای اصلی احتراق است. این هوا از کمپرسور فشار بالا (که اغلب از طریق پخش کننده کاهش می یابد) بسیار فشرده شده است که از طریق کانالهای اصلی در گنبد احتراق و اولین مجموعه از سوراخ های بوش تغذیه می شود. این هوا با سوخت مخلوط شده و سپس سوخت می شود.
هوای میانی
هوای میانی هوایی است که از طریق مجموعه دوم سوراخهای آستر به منطقه احتراق تزریق می شود (هوای اولیه از مجموعه اول عبور می کند). این هوا فرآیندهای واکنش را کامل می کند ، هوا را خنک می کند و غلظت های بالای مونوکسیدکربن (CO) و هیدروژن (H 2 ) را رقیق می کند . ]
هوای رقت
هوای رقت جریان هوایی است که از طریق سوراخهای آستر در انتهای محفظه احتراق تزریق می شود تا به خنک شدن هوا قبل از رسیدن به مراحل توربین کمک کند. از هوا برای تولید مشخصات دمایی یکنواخت مورد نظر در احتراق به دقت استفاده می شود. با این حال ، همانطور که فناوری تیغه توربین بهبود می یابد و به آنها امکان مقاومت در برابر دماهای بالاتر را می دهد ، از هوای رقت کمتر استفاده می شود و امکان استفاده از هوای احتراق بیشتر فراهم می شود.
خنک کننده هوا
هوای خنک کننده جریان هوایی است که از طریق سوراخهای کوچک آستر تزریق می شود تا یک لایه (فیلم) از هوای خنک ایجاد شود تا آستر از دمای احتراق محافظت شود. نحوه اجرای هوای خنک کننده باید به دقت طراحی شود تا مستقیماً با هوا و فرآیند احتراق تعامل نداشته باشد. در بعضی موارد ، تا 50٪ از هوای ورودی به عنوان هوای خنک کننده استفاده می شود. چندین روش مختلف برای تزریق این هوای خنک کننده وجود دارد و این روش می تواند بر مشخصات دمایی که بوش در معرض آن قرار دارد تأثیر بگذارد
ترتیب احتراق های نوع قوطی برای موتور توربین گاز ، که محور را از طریق اگزوز می بیند. رنگ آبی مسیر جریان خنک کننده را نشان می دهد ، نارنجی مسیر جریان محصول احتراق را نشان می دهد.
می توان ویرایش کنید
احتراق قوطی محفظه احتراق استوانه ای مستقل است. هر "قوطی" انژکتور سوخت ، جرقه زنی ، آستر و محفظه مخصوص به خود را دارد هوای اولیه کمپرسور به داخل هر قوطی هدایت می شود ، در آنجا کند می شود ، با سوخت مخلوط می شود و سپس مشتعل می شود. هوای ثانویه نیز از کمپرسور می آید ، جایی که در خارج از آستر تغذیه می شود (داخل آن محل احتراق است). سپس هوای ثانویه ، معمولاً از طریق شکافهای آستر ، به منطقه احتراق وارد می شود تا از طریق خنک کننده فیلم نازک ، آستر خنک شود.
در بیشتر برنامه ها ، چندین قوطی در اطراف محور مرکزی موتور مرتب شده و اگزوز مشترک آنها به توربین (های) منتقل می شود. از احتراق های نوع قوطی به دلیل سهولت در طراحی و آزمایش ، بیشتر در موتورهای توربین گازی اولیه استفاده می شد (می توان یک قوطی را آزمایش کرد ، نه اینکه کل سیستم را آزمایش کند). احتراق از نوع قوطی به راحتی قابل نگهداری است ، زیرا به جای کل بخش احتراق ، باید فقط یک قوطی جدا شود. اکثر موتورهای توربین گازی مدرن (مخصوصاً برای کاربردهای هواپیما) از احتراق قوطی استفاده نمی کنند ، زیرا وزن آنها بیشتر از سایر گزینه هاست. علاوه بر این ، افت فشار در قوطی به طور کلی بیشتر از سایر احتراق ها است (به میزان 7٪). اکثر موتورهای مدرن است که محفظه احتراق استفاده می می توربوشفت های کمپرسور گریز از مرکز.
احتراق کانولار برای یک موتور توربین گازی ، محور مشاهده از طریق اگزوز
نوع بعدی احتراق احتراق کانولار است . این اصطلاح بندری از "حلقه قوطی" است. مانند احتراق نوع قوطی ، می توان احتراق های حلقوی دارای مناطق احتراق گسسته است که در آسترهای جداگانه با انژکتورهای سوخت خاص خود قرار دارند. برخلاف احتراق قوطی ، تمام مناطق احتراق دارای یک حلقه مشترک (حلقه) هستند. هر منطقه احتراق دیگر لازم نیست به عنوان یک مخزن تحت فشار عمل کند. مناطق احتراق همچنین می توانند از طریق سوراخهای آستر یا لوله های اتصال با یکدیگر "ارتباط" برقرار کنند که باعث می شود مقداری هوا به صورت محیطی جریان یابد. جریان خروجی از احتراق کانولار عموماً از مشخصات دمایی یکنواخت تری برخوردار است که برای قسمت توربین بهتر است. همچنین نیازی نیست که هر محفظه ای جرقه مخصوص خود را داشته باشد. هنگامی که آتش در یک یا دو قوطی روشن شد ، می تواند به راحتی به بقیه گسترش یابد و شعله ور شود. این نوع احتراق از نوع قوطی نیز سبک تر است و افت فشار کمتری دارد (در حد 6٪). با این حال ، نگهداری یک احتراق کانولار دشوارتر از یک احتراق کنسرو است.
احتراق حلقوی برای یک موتور توربین گاز ، محور مشاهده شده در اگزوز را مشاهده می کنید. دایره های کوچک نارنجی نازل های تزریق سوخت هستند.
نوع نهایی و متداولترین احتراق ، احتراق کاملا حلقوی است. احتراق های حلقوی مناطق احتراق جداگانه را از بین می برند و به راحتی یک آستر و پوشش مداوم در یک حلقه (آنولوس) دارند. احتراق های حلقوی مزایای زیادی دارد ، از جمله احتراق یکنواخت تر ، اندازه کوتاه تر (بنابراین سبک تر) و سطح کمتر. علاوه بر این ، احتراق های حلقوی تمایل دارند دمای خروجی بسیار یکنواختی داشته باشند. آنها همچنین کمترین افت فشار از سه طرح را دارند (به ترتیب 5٪). طراحی حلقوی نیز ساده تر است ، اگرچه آزمایش به طور کلی به یک دکل آزمایشی در اندازه کامل نیاز دارد. موتوری که از یک احتراق حلقوی استفاده می کند است. تقریباً در تمام موتورهای توربین گاز مدرن از احتراق حلقوی استفاده می شود. به همین ترتیب ، بیشتر تحقیقات و توسعه های احتراق بر بهبود این نوع متمرکز است.
یکی از تغییرات احتراق حلقوی استاندارد ، احتراق دو حلقه ای (DAC) است. مانند یک احتراق حلقوی ، DAC یک حلقه پیوسته و بدون مناطق احتراق جداگانه در اطراف شعاع است. تفاوت در این است که احتراق دارای دو منطقه احتراق در اطراف حلقه است. یک منطقه آزمایشی و یک منطقه اصلی. منطقه آزمایشی مانند یک احتراق حلقوی منفرد عمل می کند و تنها منطقه ای است که در سطوح کم قدرت کار می کند. در سطح قدرت بالا ، از منطقه اصلی نیز استفاده می شود و باعث افزایش جریان هوا و جرم از طریق احتراق می شود.
دود عمدتا با مخلوط کردن یکنواخت سوخت و هوا کاهش می یابد. همانطور که در بخش انژکتور سوخت در بالا بحث شد . اکثر موتورهای مدرن از این نوع انژکتورهای سوخت استفاده می کنند و اساساً بدون دود هستند.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

شمع و باتری هرگز برای راه اندازی مستقیم هر موتور استفاده نمی شود ، چه اسکوتر ماشین و چه قطار. و هواپیما در عوض برای تأمین انرژی یک موتور استارتر کوچک استفاده می شود که موتور اصلی را روشن می کند.
موتورهای جت چیزی شبیه به شمع های شمع به نام شمع های احتراق دارند. این شاخه ها جرقه لازم را برای احتراق ایجاد می کنند. در هر موتور دو دستگاه جرقه زنی وجود دارد و انرژی آنها توسط واحدهای اشتعال پر انرژی (HEIU) تامین می شود. برای هر پلاگین یک HEIU وجود دارد. اصل کار HEIU کمی پیچیده است و باید یک سوال کاملا جدید باشد.
آنجا که سیستم های اشتعال توربین بیشتر برای مدت کوتاهی در طول چرخه راه اندازی موتور کار می کنند ، به طور معمول ، آنها بدون مشکل از سیستم جرقه زنی موتور رفت و برگشت معمول استفاده می کنند. سیستم جرقه زنی موتور توربین نیازی به زمان بندی برای جرقه زدن در یک نقطه دقیق از چرخه عملیاتی ندارد. برای اشتعال سوخت در احتراق استفاده می شود و سپس خاموش می شود. حالت های دیگر عملکرد سیستم اشتعال توربین ، مانند احتراق مداوم که در ولتاژ و سطح انرژی پایین تری استفاده می شود ، برای شرایط خاص پرواز استفاده می شود.
در صورت شعله ور شدن موتور از احتراق مداوم استفاده می شود. این احتراق می تواند سوخت را دوباره روشن کرده و موتور را از توقف باز دارد. نمونه هایی از حالت های حیاتی پرواز که از احتراق مداوم استفاده می کنند ، برخاستن ، فرود آمدن و برخی شرایط غیر عادی و اضطراری است.
اکثر موتورهای توربین گازی به سیستم اشتعال از نوع خازنی با انرژی بالا و مجهز هستند و توسط جریان هوای فن خنک می شوند. هوای فن به جعبه تحریک کننده منتقل می شود ، و سپس در اطراف سرب جرقه زنی جریان می یابد و قبل از اینکه دوباره به قسمت نازل برود ، جرقه زنی را احاطه می کند. خنک کننده هنگامی مهم است که از احتراق مداوم برای مدت زمان طولانی استفاده شود. موتورهای توربین گازی ممکن است مجهز به سیستم اشتعال از نوع الکترونیکی باشند ، که نوعی سیستم ساده تر از نوع خازن است.
موتور توربین معمولی مجهز به سیستم اشتعال خازنی یا تخلیه خازن متشکل از دو واحد اشتعال مستقل یکسان است که از یک منبع برق مشترک ولتاژ پایین (DC) کار می کنند: باتری هواپیما ، 115 AC یا آهنربای دائمی آن ژنراتور ژنراتور مستقیماً توسط موتور از طریق جعبه دنده لوازم جانبی چرخانده می شود و در هر زمان چرخش موتور نیرو تولید می کند.
سوخت در موتورهای توربین در شرایط جوی ایده آل به راحتی قابل اشتعال است ، اما از آنجا که آنها اغلب در دمای پایین در ارتفاعات کار می کنند ، ضروری است که سیستم قادر به تأمین جرقه با شدت گرما باشد. بنابراین ، یک ولتاژ بالا از طریق یک جرقه گسترده جرقه زا به قوس الکتریکی عرضه می شود ، و سیستم اطمینان را در یک درجه اطمینان بالا تحت شرایط بسیار متفاوت از ارتفاع ، فشار جو ، دما ، تبخیر سوخت و ولتاژ ورودی فراهم می کند.
یک سیستم اشتعال معمولی شامل دو واحد تحریک کننده ، دو ترانسفورماتور ، دو لامپ اشتعال متوسط ​​و دو لید فشار قوی است. بنابراین ، به عنوان یک عامل ایمنی ، سیستم اشتعال در واقع یک سیستم دوگانه است که برای آتش دو شاخه احتراق طراحی شده است.
سیستم های احتراق موتور توربین
اجزای سیستم اشتعال توربین
. یک ولتاژ ورودی 24 ولت DC به مخزن ورودی واحد تحریک کننده ارائه می شود. قبل از اینکه انرژی الکتریکی به واحد تحریک کننده برسد ، از فیلتر عبور می کند که مانع از ایجاد ولتاژ صدا در سیستم الکتریکی هواپیما می شود. توان ورودی ولتاژ پایین با یک موتور DC کار می کند که یک بادامک چند لولایی و یک بادامک تک لوب را راه اندازی می کند. همزمان ، توان ورودی به مجموعه ای از نقاط قطع کننده که توسط بادامک چند لول فعال می شوند ، تأمین می شود.
سیستم اشتعال از نوع خازن
از نقاط قطع کننده ، یک جریان به سرعت قطع شده به یک ترانسفورماتور خودکار منتقل می شود. با بسته شدن شکن ، جریان جریان از طریق سیم پیچ اولیه ترانسفورماتور یک میدان مغناطیسی ایجاد می کند. با باز شدن شکن ، جریان جریان متوقف می شود و سقوط میدان باعث ایجاد ولتاژ در ثانویه ترانس می شود. این ولتاژ باعث می شود که یک پالس جریان از طریق یکسو کننده به خازن ذخیره شود که جریان را به یک جهت محدود می کند. با پالس های مکرر ، خازن ذخیره حداکثر تقریباً 4 ژول شارژ می گیرد. (توجه: 1 ژول در ثانیه برابر است با 1 وات.) خازن ذخیره سازی از طریق ترانسفورماتور تحریک کننده و یک کنتاکتور به طور معمول باز به جرقه زن متصل می شود.
وقتی شارژ خازن جمع شد ، کنتاکتور با عملکرد مکانیکی بادامک یک لوب بسته می شود. بخشی از بار از طریق ترانسفورماتور محرک و خازن متصل به آن جریان می یابد. این جریان باعث ایجاد ولتاژ بالا در ثانویه می شود که شکاف جرقه را یونیزه می کند.
هنگامی که جرقه جرقه ای هدایت می شود ، خازن ذخیره سازی باقیمانده انرژی جمع شده خود را همراه با بار از خازن به صورت سری با ترانسفورماتور تحریک کننده اولیه تخلیه می کند. سرعت جرقه در جرقه زن متناسب با ولتاژ منبع تغذیه DC که بر دور موتور تأثیر می گذارد ، متفاوت است. با این حال ، از آنجا که هر دو بادگیر به یک شافت متصل شده اند ، خازن ذخیره همیشه قبل از تخلیه ذخیره انرژی خود را از همان تعداد پالس جمع می کند. استفاده از ترانسفورماتور تحریک کننده با فرکانس بالا ، با یک سیم پیچ ثانویه با واکنش پایین ، مدت زمان تخلیه را به حداقل می رساند. این غلظت حداکثر انرژی در حداقل زمان باعث ایجاد جرقه ای مطلوب برای اهداف اشتعال می شود که قادر به انباشت رسوبات کربن و گلبول های بخار سوخت است.
تمام ولتاژهای بالا در مدارهای تحریک کننده کاملاً از مدارهای اصلی جدا شده است. تحریک کننده کاملاً مهر و موم شده است و از کلیه اجزای سازنده در برابر شرایط نامطلوب عملکرد محافظت می کند و احتمال روشن شدن برق در ارتفاع به دلیل تغییر فشار را از بین می برد. این امر همچنین محافظت در برابر نشت ولتاژ فرکانس بالا را در تداخل رادیویی هواپیما تضمین می کند.
واحد تحریک کننده تخلیه خازن
این سیستم از نوع ظرفیت ، اشتعال را برای موتورهای توربین فراهم می کند. مانند سایر سیستمهای اشتعال توربین ، فقط برای راه اندازی موتور مورد نیاز است. هنگامی که احتراق آغاز شد ، شعله مداوم است. انرژی در خازن ها ذخیره می شود. هر مدار تخلیه دارای دو خازن ذخیره است. هر دو در واحد تحریک کننده قرار دارند. ولتاژ روی این خازن ها توسط واحدهای ترانسفورماتور افزایش می یابد. در لحظه شلیک پلاگین اشتعال ، مقاومت شکاف به اندازه کافی پایین می آید تا خازن بزرگتر از طریق شکاف تخلیه شود. تخلیه خازن دوم از ولتاژ پایین است اما از انرژی بسیار بالایی برخوردار است. نتیجه این کار جرقه ای از شدت گرما است که قادر است نه تنها باعث مخلوط شدن سوختهای غیر عادی شود بلکه باعث سوختن هرگونه رسوب خارجی در الکترودهای پلاگین می شود.
تحریک کننده فن خنک کننده فن
تحریک کننده یک واحد دوتایی است که در هر دو شاخه احتراق جرقه ایجاد می کند. تا زمان روشن شدن موتور یک سری پیوسته جرقه تولید می شود. سپس برق قطع می شود و در هنگام کار موتور غیر از احتراق مداوم برای برخی شرایط خاص ، دوشاخه آتش نمی زند. به همین دلیل است که برقی ها برای جلوگیری از گرم شدن بیش از حد در هنگام استفاده طولانی از احتراق مداوم ، هوا خنک می شوند.
پلاگین های اشتعال
شمع جرقه زنی سیستم اشتعال موتور توربین با شمع سیستم جرقه زنی موتور رفت و برگشتی تفاوت قابل توجهی دارد. الکترود آن باید بتواند جریانی با انرژی بسیار بالاتر از الکترود شمع معمولی را تحمل کند. این جریان پرانرژی می تواند به سرعت باعث فرسایش الکترود شود ، اما دوره های کوتاه بهره برداری ، این جنبه از نگهداری احتراق را به حداقل می رساند. شکاف الکترود شمع معمولی بسیار بزرگتر از یک شمع طراحی شده است زیرا فشارهای عملیاتی بسیار پایین تر هستند و جرقه می تواند راحت تر از شمع شمع قوس بزند. سرانجام ، رسوب الکترود ، متداول در شمع ، با حرارت جرقه با شدت بالا به حداقل می رسد.
پلاگین اشتعال شکاف حلقوی معمولی
نوع دیگری از پلاگین اشتعال ، دوشاخه شکاف محدود ، در برخی از انواع موتورهای توربین استفاده می شود. در دمای بسیار خنک تری کار می کند زیرا به داخل آستر محفظه احتراق نمی رود. این امکان وجود دارد زیرا جرقه نزدیک شاخه باقی نمی ماند ، اما فراتر از سطح آستر محفظه احتراق قوس می زند.
پلاگین اشتعال شکاف محدود
کارایی دمای توربین جت
بهره وری موتور جت متأسفانه پیچیده تر از عملکرد یک به یک بین دمای ثابت توربین و بازده است. بازده ترمودینامیکی یک موتور توربین به عنوان توان تولیدی مفید استخراج شده از انرژی شیمیایی اضافه شده توسط سوخت تعریف می شود.$\dot{Q} = \dot{m} \cdot c_{pg} \cdot (T_{3t} - T_{2t}) \tag{1} $با m˙ = جریان جرم در موتور ، cpg = ثابت گاز ، T3t = دمای کل در ورودی توربین. دمای کل دمایی است که هنگام فشرده سازی جریان گاز از طریق همسانگردی اندازه گیری می شه$ T_t = T + v^2/(2 * C_p) \tag{2}$
توان خروجی هم $ P_{gg} = \dot{}m \cdot c_{pg} \cdot T_{4t} \left[ 1 - {\left(\frac{p_0}{p_{4t}} \right)}^{\frac{\kappa_g - 1}{\kappa_g}} \right] \tag{3}$
T4t = دمای راکد در خروجی توربین.
p0 = فشار استاتیک در ورودی موتور ، تابعی از تراکم هوا و سرعت هوا.
p4t = فشار راکد در خروجی توربین ، که بستگی به میزان انرژی توربین از جریان گاز دارد.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

شمع های هواپیمایی باید در حالی که در دامنه وسیعی از دمای ممکن در موتور هواپیما قرار دارند ، کار کنند. شمع با شکاف 0.020 اینچ باید بتواند حدود 14000 ولت را کنترل کند و در طول عمر خود به طور قابل اعتماد آتش بگیرد.
شمع های هواپیمایی دارای یک الکترود مرکز مثبت هستند که از طریق یک مقاومت به ترمینال منجر به احتراق متصل می شود. این مجموعه الکترود مرکزی در یک عایق سرامیکی قرار دارد که مانع از اتصال ولتاژ جریان الکتریکی بالا توسط مگنتو در برابر پوسته بیرونی فلز می شود که حاوی الکترود (های) منفی است.
این دوشاخه ها برای مقاومت در برابر شرایط شدید کار طراحی شده اند و در صورت نگهداری صحیح معمولاً طول عمر بالایی دارند.
تمیز کردن ، جا زدن و چرخش منظم شمع ها به شما اطمینان می دهد که طولانی ترین و قابل اطمینان ترین عمر مفید برای هر شمع را داشته باشید. کشیدن و بازرسی منظم شاخه ها به تشخیص سلامت سیلندر نیز کمک می کند.
شمع های هواپیمایی دارای یک الکترود مرکز مثبت هستند که از طریق یک مقاومت به ترمینال منجر به احتراق متصل می شود. این مجموعه الکترود مرکزی در یک عایق سرامیکی قرار دارد که مانع از اتصال ولتاژ جریان الکتریکی بالا توسط مگنتو در برابر پوسته بیرونی فلز می شود که حاوی الکترود (های) منفی است.
این دوشاخه ها برای مقاومت در برابر شرایط شدید کار طراحی شده اند و در صورت نگهداری صحیح معمولاً طول عمر بالایی دارند.
اکثر موتورهای توربین گازی به سیستم اشتعال از نوع خازنی با انرژی بالا و مجهز هستند و توسط جریان هوای فن خنک می شوند. هوای فن به جعبه تحریک کننده منتقل می شود ، و سپس در اطراف سرب جرقه زنی جریان می یابد و قبل از اینکه دوباره به قسمت نازل برود ، جرقه زنی را احاطه می کند. خنک کننده هنگامی مهم است که از احتراق مداوم برای مدت زمان طولانی استفاده شود. موتورهای توربین گازی ممکن است مجهز به سیستم اشتعال از نوع الکترونیکی باشند ، که نوعی سیستم ساده تر از نوع خازن است.
موتور توربین معمولی مجهز به سیستم اشتعال خازنی یا تخلیه خازن متشکل از دو واحد اشتعال مستقل یکسان است که از یک منبع برق مشترک ولتاژ پایین (DC) کار می کنند: باتری هواپیما ، 115 AC یا آهنربای دائمی آن ژنراتور ژنراتور مستقیماً توسط موتور از طریق جعبه دنده لوازم جانبی چرخانده می شود و در هر زمان چرخش موتور نیرو تولید می کند.
سوخت در موتورهای توربین در شرایط جوی ایده آل به راحتی قابل اشتعال است ، اما از آنجا که آنها اغلب در دمای پایین در ارتفاعات کار می کنند ، ضروری است که سیستم قادر به تأمین جرقه با شدت گرما باشد. بنابراین ، یک ولتاژ بالا از طریق یک جرقه گسترده جرقه زا به قوس الکتریکی عرضه می شود ، و سیستم اطمینان را در یک درجه اطمینان بالا تحت شرایط بسیار متفاوت از ارتفاع ، فشار جو ، دما ، تبخیر سوخت و ولتاژ ورودی فراهم می کند.
یک سیستم اشتعال معمولی شامل دو واحد تحریک کننده ، دو ترانسفورماتور ، دو لامپ اشتعال متوسط ​​و دو لید فشار قوی است. بنابراین ، به عنوان یک عامل ایمنی ، سیستم اشتعال در واقع یک سیستم دوگانه است که برای آتش دو شاخه احتراق طراحی شده است.
سیستم اشتعال از نوع خازن
از نقاط قطع کننده ، یک جریان به سرعت قطع شده به یک ترانسفورماتور خودکار منتقل می شود. با بسته شدن شکن ، جریان جریان از طریق سیم پیچ اولیه ترانسفورماتور یک میدان مغناطیسی ایجاد می کند. با باز شدن شکن ، جریان جریان متوقف می شود و سقوط میدان باعث ایجاد ولتاژ در ثانویه ترانس می شود. این ولتاژ باعث می شود که یک پالس جریان از طریق یکسو کننده به خازن ذخیره شود که جریان را به یک جهت محدود می کند. با پالس های مکرر ، خازن ذخیره حداکثر تقریباً 4 ژول شارژ می گیرد. (توجه: 1 ژول در ثانیه برابر است با 1 وات.) خازن ذخیره سازی از طریق ترانسفورماتور تحریک کننده و یک کنتاکتور به طور معمول باز به جرقه زن متصل می شود.
وقتی شارژ خازن جمع شد ، کنتاکتور با عملکرد مکانیکی بادامک یک لوب بسته می شود. بخشی از بار از طریق ترانسفورماتور محرک و خازن متصل به آن جریان می یابد. این جریان باعث ایجاد ولتاژ بالا در ثانویه می شود که شکاف جرقه را یونیزه می کند.
هنگامی که جرقه جرقه ای هدایت می شود ، خازن ذخیره سازی باقیمانده انرژی جمع شده خود را همراه با بار از خازن به صورت سری با ترانسفورماتور تحریک کننده اولیه تخلیه می کند. سرعت جرقه در جرقه زن متناسب با ولتاژ منبع تغذیه DC که بر دور موتور تأثیر می گذارد ، متفاوت است. با این حال ، از آنجا که هر دو بادگیر به یک شافت متصل شده اند ، خازن ذخیره همیشه قبل از تخلیه ذخیره انرژی خود را از همان تعداد پالس جمع می کند. استفاده از ترانسفورماتور تحریک کننده با فرکانس بالا ، با یک سیم پیچ ثانویه با واکنش پایین ، مدت زمان تخلیه را به حداقل می رساند. این غلظت حداکثر انرژی در حداقل زمان باعث ایجاد جرقه ای مطلوب برای اهداف اشتعال می شود که قادر به انباشت رسوبات کربن و گلبول های بخار سوخت است.
تمام ولتاژهای بالا در مدارهای تحریک کننده کاملاً از مدارهای اصلی جدا شده است. تحریک کننده کاملاً مهر و موم شده است و از کلیه اجزای سازنده در برابر شرایط نامطلوب عملکرد محافظت می کند و احتمال روشن شدن برق در ارتفاع به دلیل تغییر فشار را از بین می برد. این امر همچنین محافظت در برابر نشت ولتاژ فرکانس بالا را در تداخل رادیویی هواپیما تضمین می کند.
واحد تحریک کننده تخلیه خازن
این سیستم از نوع ظرفیت ، اشتعال را برای موتورهای توربین فراهم می کند. مانند سایر سیستمهای اشتعال توربین ، فقط برای راه اندازی موتور مورد نیاز است. هنگامی که احتراق آغاز شد ، شعله مداوم است. انرژی در خازن ها ذخیره می شود. هر مدار تخلیه دارای دو خازن ذخیره است. هر دو در واحد تحریک کننده قرار دارند. ولتاژ روی این خازن ها توسط واحدهای ترانسفورماتور افزایش می یابد. در لحظه شلیک پلاگین اشتعال ، مقاومت شکاف به اندازه کافی پایین می آید تا خازن بزرگتر از طریق شکاف تخلیه شود. تخلیه خازن دوم از ولتاژ پایین است اما از انرژی بسیار بالایی برخوردار است. نتیجه این کار جرقه ای از شدت گرما است ، که قادر است نه تنها باعث مخلوط شدن سوختهای غیر عادی شود بلکه باعث سوختن هرگونه رسوب خارجی در الکترودهای پلاگین می شود.
پلاگین های اشتعال تصویر
شمع جرقه زنی سیستم اشتعال موتور توربین با شمع سیستم جرقه زنی موتور رفت و برگشتی تفاوت قابل توجهی دارد. الکترود آن باید بتواند جریانی با انرژی بسیار بالاتر از الکترود شمع معمولی را تحمل کند. این جریان پرانرژی می تواند به سرعت باعث فرسایش الکترود شود ، اما دوره های کوتاه بهره برداری ، این جنبه از نگهداری احتراق را به حداقل می رساند. شکاف الکترود شمع معمولی بسیار بزرگتر از یک شمع طراحی شده است زیرا فشارهای عملیاتی بسیار پایین تر هستند و جرقه می تواند راحت تر از شمع شمع قوس بزند. سرانجام ، رسوب الکترود ، متداول در شمع ، با حرارت جرقه با شدت بالا به حداقل می رسد.
آخرین ویرایش توسط rohamavation دوشنبه ۱۴۰۱/۸/۲۳ - ۱۹:۴۹, ویرایش شده کلا 1 بار
تصویر

ارسال پست