افزایش راندمان موتور جت

مدیران انجمن: parse, javad123javad

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

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

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 2469

سپاس: 4615

جنسیت:

تماس:

افزایش راندمان موتور جت

پست توسط rohamavation »

افزایش راندمان موتور جت
efficiency of the jet engine

استفاده از دمای احتراق جت و تامین انرژِی جت بدون داشتن ژنراتور و گرفتن قدرت از موتور اینم یک ایده منم تو طراحی جت البته وزن خود سیستم الکترولیز هم باید در نظر بگیرم خوب برای هواپیماهای معمولی راندمان کلی بین 20 تا 40 درصده. عملی ترین روش برای افزایش راندمان کلی افزایش بای پس Bypassهست توربوفن: کارآیی wrt. WITH RESPECT TO.نسبت بای پس خوب از نظر آیرودینامیکی کارآمدتره که مقدار زیادی هوا نسبتاً آهسته حرکت کنه تا کمی هوا نسبتاً سریع حرکت کنه " یعنی مقدار زیادی هوا از محفظه احتراق عبور میکنه و فقط توسط فن اصلی جلویی شتاب میگیره
این ادعا من را متحیر کرده با توجه به اینکه انرژی جنبشی به مجذور سرعت وابسته هستش یعنی $E_k = \frac12 m v^2$، من عکس آن را حدس می زدم. آیا "کارآمدی آیرودینامیکی" در اینجا به معنای چیز بسیار خاصیه؟فرض کنید مقداری انرژی E دارید که می‌توانید خرج کنید و می‌خواهید به جسمی با جرم M شتاب دهید. این جرم M را تا چه سرعتی شتاب میده
با حفظ انرژی و تکانه، دارم
$E=\frac{1}{2}m v_m^2+\frac{1}{2}M v_M^2$
و$mv_m+Mv_M=0$دادن
$v_M=\sqrt{\frac{2 e m}{M (m+M)}}$
که تابعی از جرم هوا m
این بدان معناست استفاده از مقادیر زیاد m، یعنی خروج حجم زیادی از هوای آهسته به جای حجم کمی از هوای سریع، کارآمدتر انرژیه .
راندمان آیرودینامیکی لزوماً معیاری برای سنجش میزان انرژیه که به ازای مصرف سوخت به هوای پرتاب می‌کنید بلکه میزان حرکتیه که در هر مصرف سوخت به هواپیما میدین.نکته دیگه از نقطه نظر مهندسی،که ما میخونیم توجزواتمون راندمان پیشرانه (که به جای کارایی آیرودینامیک مربوط به موتورهاست به صورت زیر تعریف میکنم
$\eta_{prop}=\frac{\mathrm{Power Available}}{\mathrm{Jet Power}}=\frac{P_a}{P_j}$
در این حالت، توان جت مقدار انرژی اضافه شده به جریانه
$P_j=\frac{1}{2}m V_j^2-\frac{1}{2}m V_0^2=\frac{1}{2}m \left(V_j-V_0\right)^2=\frac{1}{2}m \left(V_j-V_0\right)\left(V_j+V_0\right)$
و از آنجایی که می دانیم که$T=m \left(V_j-V_0\right)$ به دست می آوریم:
$P_j=\frac{1}{2}T\left(V_j+V_0\right)$
توان موجود از $P=Fv$ یا برای موتور ما به دست می آید:
$P_a=T V_0$
با پر کردن هر دو در معادله کارایی ما به دست می آید:
$\eta_{prop}=\frac{P_a}{P_j}=\frac{T V_0}{\frac{1}{2}T\left(V_j+V_0\right)}=\frac{2 V_0}{V_j+V_0}=\frac{2}{1+\frac{V_j}{V_0}}$
این به طور مستقیم نشان می دهد که افزایش سرعت جت مقدار$\eta_{prop}$را کاهش میده
با کوچک کردن هسته چیزی که به عنوان نسبت بای پس موتور شناخته میشه را افزایش میدم به این معنیه سرعت سوختن سوخت با افزودن فن ورودی بزرگتر فقط اندکی تغییر میکنه. بنابراین، موتور نیروی رانش بیشتری را برای سوخت تقریباً یکسان ایجاد میکنه و کارایی آن را بیشتره مساله بعدی کاهش وزن استراکچر هواپیما و افزایش نسبت تراست به وزن هست .F/W نسبت رانش به وزنه و با شتاب هواپیما نسبت مستقیم داره. هواپیمای با نسبت رانش به وزن بالا، شتاب بالایی داره نسبت رانش به وزن و بار بال دو پارامتر مهم در تعیین عملکرد یک هواپیما هستندنسبت رانش به وزن به طور مداوم در طول پرواز تغییر میده. رانش با تنظیم دریچه گاز، سرعت هوا، ارتفاع و دمای هوا متفاوته وزن با سوخت سوخت و تغییرات بار تغییر میده${\displaystyle \left({\frac {T}{W}}\right)_{\text{cruise}}=\left({\frac {D}{L}}\right)_{\text{cruise}}={\frac {1}{\left({\frac {L}{D}}\right)_{\text{cruise}}}}}$
و ژنراتور هم از 8 تا 17 درصدجهت توان کمپرسور جهت برق هواپیما استفاده میشه خوب من از دمای جت میتونم استفاده کنم اما مشکل من حمل اب هست به عنوان سوخت اضافی در تامین برق اما میتونم از سوخت اصلی کم کنم بازم نسبت رعایت نمیشه چون چگالی اب بیشتر از سوخت جتJet fuel هست 0.8 کیلوگرم در لیتر .برای بنزین، این محدوده 730-770 کیلوگرم بر متر مکعبه Jet Petroleum معمولا نوع jp A هست نقطه انجماد پایین و احتراق بالا
مصرف سوختaviation turbine fuel)ATFمربوط به سری a هست متداولترین نوع سوخته
به عنوان مثال، خروجی شفت در موتور جت GE CF6 موجود در بوئینگ 747، 0.125 کیلوگرم سوخت برای هر کیلووات ساعت مصرف می کنه. Jet-A در دمای بالای 49 درجه سانتی گراد (120 درجه فارنهایت) می سوزه. سوخت مبتنی بر نفت سفید دارای نقطه اشتعال بسیار بالاتری نسبت به سوخت بنزینیه، به این معنی که برای احتراق به دمای بسیار بالاتری نیاز اره
ضریب قدرت شفت درخانواده ایرباسها بسیار مشابه هستند. در یک ساعت 9 کیلوگرم سوخت، برای یک پرواز 6 ساعته 54 کیلوگرم سوخته حداکثر توان مورد نیاز تجهیزات هواپیما → 90 کیلو ولت آمپر AC.
با فرض میانگین cos φ = 0.8 → توان ظاهری = 110 کیلو وات DC.
با فرض بازده 25% برای سیستم (توربین گاز + ژنراتور) ← توان سوخت مورد نیاز 440 کیلو وات.
انرژی سوخت مورد نیاز → 440 کیلووات ساعت در ساعت.
تبدیل به ژول (1 MJ = 0.28 kWh) → 440 kWh ≈ 1,570 MJ.
انرژی ویژه نفت سفید = 43 MJ/kg → مقدار سوخت سوزانده شده در ساعت = 1570 / 43 = 36 کیلوگرم (45 لیتر)
بنابراین تقریباً 36 کیلوگرم سوخت در ساعت برای تأمین انرژی الکتریکی در ایرباس A320 مورد نیازه
واحدهای محرک یکپارچه از یک مکانیزم محرک و خود ژنراتور تشکیل شده . ژنراتور یک دستگاه چرخش سریعه که با سرعت بالا و ثابت می چرخه. از آنجایی که سرعت چرخش محور LP ثابت نیست، یک مکانیسم سرعت ثابت بین ژنراتور و محور LP اضافه میشه
ایا کوچکتر شدن برای موتورهای جت بهتره
فن اوری موتورهای جت نسبتاً ثابت مانده اند: هوا را به داخل بکشید، فشار دهید، گرم کنید، تخلیه کنید. سه مرحله آخر - فشرده سازی، احتراق و اگزوز - چیزی را تشکیل می دهند که هسته موتور یا نیروگاه آن نامیده میشه
ارائه طراحی گرافیکی از قطعات یک موتور توربین.
نحوه طراحی سنتی موتورهای هواپیما، به ویژه از نظر اندازه هسته را تغییر داد
با کوچک کردن هسته، چیزی که به عنوان نسبت بای پس موتور شناختهمیشه را افزایش میده به این معنی که سرعت سوختن سوخت تنها با افزودن فن ورودی بزرگتر تغییر می کنه. بنابراین، موتور نیروی رانش بیشتری را برای سوخت تقریباً یکسان ایجاد می کنه و کارایی آن را بیشتره
همانطور که پره‌های داخلی را کوچک‌تر می‌کنیم، نه پره‌های بیرونی برای ورودی، بلکه پره‌های داخل بخش‌های کمپرسور و توربین را کوچک‌تر می‌کنیم - به ارتفاع یک سکه - همچنین باید شکاف‌های بین تیغه‌ها و محفظه موتور را برای حفظ عملکرد برطرف کنیم. به حداقل رساندن تلفات عملکرد یک چالشه و با کاهش اندازه ها پیچیده تر میشه اما پیش بینی کاهش سوختن سوخت ارزش داره برای افزایش راندمان (یعنی کاهش TSFC)، باید نسبت فشار را افزایش داد. با این حال، نسبت فشار بالاتر، دمای کل گاز ورودی به محفظه احتراق را افزایش میده و بنابراین مقدار گرمایی را که می‌توان به محفظه احتراق اضافه کرد، به دلیل حداکثر دمای ورودی توربین محدود می‌کند.
کلید کار نسبت بای پس هست. این نسبت مقدار هوای خروجی فن به عنوان نیروی رانش در مقابل مقدار هوای ورودی به هسته موتور برای تامین انرژی خود فنه.
به عنوان مثال، موتورهای جنرال الکتریک که در حال حاضر در بوئینگ مدرن ، نسبت بای پس 9 دارند. این بدان معناست که نه برابر هوای بیشتری به جای ورود به هسته، هسته موتور را به عنوان نیروی رانش دور می‌زند.
ایجاد موتوری با نسبت بای پس 15 با حفظ اندازه فن یکسان و در عین حال کوچک کردن هسته موتور در داخل اونه - همه اینها با حفظ همان سطح رانش.
با این حال، برای حفظ همان سطح رانش به عنوان یک هسته بزرگتر، فشار و دمای هوایی که به هسته رانده میشه افزایش می یابه. این هسته کارآمدتر و کوچکتر که یک فن با اندازه مساوی را تامین میکنه، نیروی رانش یکسان را در حالی که سوخت کمتری مصرف میکنه ارائه می دهد.
از آنجایی که موادی که در حال حاضر در ساخت موتور استفاده می شوند نمی توانند فشار و گرمای افزایش یافته را تحمل کنندباید متریال موتور تغییر کنهتصویر
حداقل رساندن هسته موتور جت و افزایش جریان بای پس برای افزایش راندمان موتور جت
با این وجود، موتورهای بای پس بالا دارای راندمان پیشرانه بالایی هستندچون حتی با افزایش جزئی سرعت یک حجم بسیار زیاد و در نتیجه جرم هوا، تغییر بسیار زیادی در تکانه و رانش ایجاد می‌کند: رانش جریان جرمی موتوره
نسبت بای پس، رانش با سرعت بیشتر کاهش میابه
اما موارد بیشتری وجود دارد: سرعت خروج در نازل کاهش می یابه و ورودی بزرگتر مورد نیاز ه زیرا فن بزرگتر به هوای بیشتری نیازه افزایش نسبت بای پس به معنای گرفتن مقداری از انرژی جنبشی جریان هسته و تبدیل آن به جریان جرمی فن بالاتره
اگر به فرمول راندمان نیروی محرکه $\eta_p$ یک موتور تنفس هوا نگاه کنیم:
$\eta_p = \frac{v_{\infty}}{v_{\infty} + \frac{\Delta v}{2}}$
در جایی که $\eta_p$ سرعت موتور و Δv افزایش سرعت گازیه که در موتور جریان می‌یابد، وابستگی به سرعت مشخص میشه هنگامی که $\eta_p$ کمه، Δv کوچکتر که بر روی جریان جرمی بالاتر عمل می‌کند، موتور را کارآمدتر می‌کند. اما وقتی $\eta_p$ زیاد باشد، این اثر از بین می‌رود و حالا موتور کوچک‌تر با ورودی کوچک‌تر و سبک‌تر جذاب‌تر میشه
وقتی هسته موتور ثابت می ماند، مصرف سوخت آن نیز ثابت می ماند، اما فن بزرگتر نیروی رانش بیشتری را به خصوص در سرعت کم ایجاد میکنه. جریان جرمی هسته بدون توجه به اندازه فن یکسان خواهد بود و میزان سوخت برای گرم کردن این جریان جرمی نیز تغییر نخواهد کرد.
از آنجایی که راندمان به عنوان نیروی رانش به ازای واحد سوخت مصرفی تعریف میشه، فن بزرگتر نیز باعث افزایش راندمانه
$F = \frac{\text{d}}{\text{d}t} p = m \frac{\text{d}}{\text{d}t} v = m \cdot a$
"دما ممکنه 200 درجه فارنهایت یا بیشتر افزایش یابد. نرونه گفت که این افزایش قابل توجهیه ما بهمتریال جدیدی نیاز داریم که بتوانند گرما را تحمل کنند.»
برای مقدار ثابتی از نرخ جریان جرمی از طریق یک فرآیند ترمودینامیکی استخراج کار، یک موتور بزرگ کارآمدتر از دو موتور کوچکتره، زیرا جفت موتورهای کوچکتر نسبت به جریان جرمی از طریق آنها نسبت به موتور بزرگتر، سطح داخلی بیشتری را نشان می دهند. هر چه سطح خیس شدن داخل موتور نسبت به جریان جرمی بیشتر باشد، تلفات اصطکاکی بیشتر خواهد بود. این امر طراح را به سمت موتورهای کمتر و بزرگتر سوق می دهد و از موتورهای متعدد و کوچکتر دورمیکنه.
علاوه بر این، تلفات آیرودینامیکی مربوط به هر مجموعه ناسل/پیلون موتور روی بال وجود دارد که با کاهش تعداد موتورهای نصب شده در هر بال به حداقل می رسد.
یک موتور جت بزرگتر به دلیل تلفات کمتر از موارد زیر کارایی سوخت بیشتری داره
اثر لایه مرزی کوچکتر
تلفات یاتاقان اصطکاکی کمتر.
اثر از دست دادن نسبی نوک پایین تر.
لایه مرزی. جریان گاز از طریق لوله جریان اتلاف انرژی در دیواره لوله را تجربه میکنه : در لایه مرزی سرعت جریان به دلیل ویسکوزیته کاهش می یابد. این باعث از دست دادن فشار مؤثر در جریان گاز ه و بازده چرخه برایتون مانند توربین گاز عمدتاً تابعی از جیره فشاره
تلفات بلبرینگ اصطکاکی سرعت نوک توربین ها و کمپرسورها توسط اثرات تراکم پذیری محدود میشه. محدودیت سرعت خطی به سرعت چرخش کمتری در زمانی که تیغه های بلندتری درگیره منتقل میشه که به معنی تلفات اصطکاک کمتر در یاتاقان های چرخشیه
از دست دادن نوک. در نوک پره های کمپرسور و توربین، یک اثر تلفات انتهایی مشابه آن در نوک پره های بال و روتور وجود دارد. در داخل لوله جریان یک موتور توربین گاز، نوک ها دارای شکاف کوچکی بین انتهای تیغه و دیواره لوله هستند، هر چه کوچکتر باشد تلفات موثر کمتره
سه عامل تلفات یک مقدار مطلق معین دارند - متناسب با حجم جریان گاز، با بزرگتر شدن حجم جریان گاز کوچکتر می شوند. و تلفات کمتر به معنای بهره وری بیشتر سوخته
برمیگردم به ایده خودم اکترولیز از طریق گرمای هدر شده جت و هم خنک کرن و افزایش راندمان
آب ابتدا توسط بخش اگزوز پمپ شده و گرم میشه سپس به سمت بخش های داغ موتور هدایت میشه (زمانی که به اندازه کافی گرمه که باعث خنک شدن و راندمان پایین موتور نشود) جایی که در حرارت بالاتر از 1472 درجه فارنهایت (800) به هیدروژن و اکسیژن تجزیه میشه درجه سانتیگراد)، سپس آن گازها برای احتراق به موتور پمپ می شوند.شما پیشنهاد می کنید از گرمای موتور برای تجزیه آب به هیدروژن و اکسیژن استفاده کنید و سپس هیدروژن موجود در اکسیژن را بسوزانید و آن را دوباره به آب تبدیل کنید. و، به یاد داشته باشید، وقتی گفتم "گرمای موتور"، منظورم گرماییه که با سوزاندن آخرین مقدار هیدروژن و اکسیژنی که ساختم به دست می آورم
حتی اگر این فرآیند 100٪ کارآمد باشه من فقط بین آب و هیدروژن/اکسیژن تبدیل به عقب و جلو میرم. هیچ انرژی ایجاد نمیشه بنابراین هیچ نیروی رانشی وجود نخواهد داشت. و 100٪ کارآمد نیست: شما به جای به دست آوردن انرژی، انرژی خود را از دست خواهید داد.خوب تامین برق یعنی حمل اب اضافی و افزایش وزن هواپیما
اکنون می‌خواهیم این کار را در هواپیما انجام دهیم، جایی که ایمنی، وزن و قابلیت اطمینان از اهمیت بالایی برخورداره. قبلاً از آب برای نیروی محرکه استفاده می شد (با تزریق آن به گاز اگزوز داغ یک توربوجت) اما از در خارج شد: برای موتورهای بای پس بالا بسیار کم کار میکنه برای توجیه وزن اضافی کافی نیست.
جدا از دما [و دستگاه‌ها]، برای رفع مشکل حرکت دائمی ذکر شده (یا شکاف یا رانشه، نه هر دو)، به یک توربین گازی با سوخت جت برای شکاف، آب جدا نشده بازیافت و سپس جداسازی نیاز دارید. موتورهای جت هیدروژن سوز برای نیروی محرکه.
این دقیقاً مانند اینه که یک هواپیما نفت خام و یک پالایشگاه نفت را حمل کند تا با سوزاندن سوخت، سوخت خود را تولید کند. تنها تفاوت اینه که تجزیه هیدروکربن ها بسیار ساده تر از تجزیه آبه.
بیایید مقدار آبی را که برای جایگزینی سوخت نیاز دارید، بر اساس انرژی قابل استخراج از هیدروژن و سوخت ارزیابی کنیم. ما باید انرژی ویژه هر دو را با هم مقایسه کنیم.
برای به دست آوردن 1 کیلوگرم هیدروژن از آب، باید در خوشبینانه ترین حالت، حدود 10 کیلوگرم آب را تجزیه کنید (جرم اتمی H2 = 2، O = 16، H2O = 18).
اگر بتوان هیدروژن و اکسیژن را از هم جدا کرد، به طور متوسط 1 کیلوگرم آب 100 گرم هیدروژن تولید میکنه هیدروژن دارای انرژی ویژه 120 MJ/kg است، یعنی 12 MJ/100 گرم.
اما انرژی ویژه سوخت بسیار بیشتره: 42 MJ/kg.، برای جایگزینی 1 کیلوگرم سوخت همچنان به 42/12 = 3.5 کیلوگرم آب نیاز دارید.
واقعاً چیز خوبی نیست... هواپیما به تانک هایی در حدود 3 برابر بزرگتر نیاز دارد و برای افزایش حداکثر جرم برخاستن (که به نوبه خود به هیدروژن بسیار بیشتری نیاز دارد) نیاز به یک طراحی مجدد دارد.
.برای مقدار ثابتی از نرخ جریان جرمی از طریق یک فرآیند ترمودینامیکی استخراج کار، یک موتور بزرگ کارآمدتر از دو موتور کوچکتره زیرا جفت موتورهای کوچکتر نسبت به جریان جرمی از طریق آنها نسبت به موتور بزرگتر، سطح داخلی بیشتری را نشان می دهند.هرچه یک موتور جت بزرگتر باشد، کارآمدتره، زیرا انرژی کمتری را در فرآیند افزودن به حرکت هواپیما هدر می دهد.برای مقدار ثابتی از نرخ جریان جرمی از طریق یک فرآیند ترمودینامیکی استخراج کار، یک موتور بزرگ کارآمدتر از دو موتور کوچکتره زیرا جفت موتورهای کوچکتر نسبت به جریان جرمی از طریق آنها نسبت به موتور بزرگتر، سطح داخلی بیشتری را نشان می دهند. هر چه سطح خیس شدن داخل موتور نسبت به جریان جرمی بیشتر باشد، تلفات اصطکاکی بیشتره. این امر طراح را به سمت موتورهای کمتر و بزرگتر سوق میده و از موتورهای متعدد و کوچکتر دور میکنه
علاوه بر این، تلفات آیرودینامیکی مربوط به هر مجموعه ناسل/پیلون موتور روی بال وجود دارد که با کاهش تعداد موتورهای نصب شده در هر بال به حداقل می رسد.پاسخ های دیگر به خوبی مفاهیم دنیای واقعی اندازه و تعداد موتور را توضیح داده اند. در اینجا یک برداشت مختصر از اینه که چرا یک موتور با قطر بزرگتر (یا پروانه) ایده آل برای تولید نیروی رانش یکسان کارآمدتر از یک موتور کوچکتره.
وضعیت زیر را در نظر بگیرید موتور و لوله جریان
تصویر
فن جریان را تسریع میکنه و لوله جریان باریکه. بسته به نوع موتور، این باریک شدن در هوای آزاد یا داخل ناسل اتفاق می افتد. فرض کنید جریان دارای سرعت V در نقطه 0 و سرعت $V+v$ در نقطه 3 است.
راندمان نیروی محرکه η نسبت نیروی رانش مفید تولید شده توسط موتور و میزان کار صرف شده برای رسیدن به این رانشه. نیروی رانش مفید توسط m˙v داده میشه که در آن m˙ جریان جرم از طریق موتوره. با قضیه انرژی کار، نرخ کار صرف شده برابر با نرخ تغییر انرژی جنبشیه که با $\frac{1}{2}\dot{m}\big((V+v)^2-V^2\big)\implies\dot{m}v\big(V+\frac{v}{2}\big)$ به دست می آید. از این رو،
$\begin{equation}
\eta=\frac{\dot{m}v}{\dot{m}v\big(V+\frac{v}{2}\big)}=\frac{1}{1+\frac{v}{2V}}\,.
\end{equation}$
بنابراین برای اینکه راندمان را به حداکثر خود در 1 برسانیم، می خواهیم v تا حد امکان کوچک باشد. یعنی کارآمدترین موتور کمترین سرعت را به جریان هوا می دهد. اما به یاد داشته باشید که نیروی رانش مفید$\dot{m}v$ است، بنابراین اگر سرعت ایجاد شده را کاهش دهیم اما نیروی رانش یکسان را بخواهیم، باید میزان جریان هوا را در موتور افزایش دهیم. ساده ترین راه برای انجام این کار اینه که به سادگی فن را بزرگتر کنید.
اشتراک گذاریبا کوچک کردن هسته، چیزی که به عنوان نسبت بای پس موتور را افزایش می دهد، به این معنی که سرعت سوختن سوخت با افزودن فن ورودی بزرگتر فقط اندکی تغییرمیده. بنابراین، موتور نیروی رانش بیشتری را برای سوخت تقریباً یکسان ایجاد کنه و کارایی آن را بیشتره.برای مقدار ثابتی از نرخ جریان جرمی از طریق یک فرآیند ترمودینامیکی استخراج کار، یک موتور بزرگ کارآمدتر از دو موتور کوچکتره، زیرا جفت موتورهای کوچکتر نسبت به جریان جرمی از طریق آنها نسبت به موتور بزرگتر، سطح داخلی بیشتری را نشان می دهند. هر چه سطح خیس شدن داخل موتور نسبت به جریان جرمی بیشتر باشد، تلفات اصطکاکی بیشتر خواهد بود. این امر طراح را به سمت موتورهای کمتر و بزرگتر سوق می دهد و از موتورهای متعدد و کوچکتر دورکنه
علاوه بر این، تلفات آیرودینامیکی مربوط به هر مجموعه ناسل/پیلون موتور روی بال وجود دارد که با کاهش تعداد موتورهای نصب شده در هر بال به حداقل می رسد.لایه مرزی. جریان گاز از طریق لوله جریان اتلاف انرژی در دیواره لوله را تجربه میکنه در لایه مرزی سرعت جریان به دلیل ویسکوزیته کاهش می یابد. این باعث از دست دادن فشار مؤثر در جریان گازه و بازده چرخه برایتون مانند توربین گاز عمدتاً تابعی از فشاره
تلفات بلبرینگ اصطکاکی سرعت نوک توربین ها و کمپرسورها توسط اثرات تراکم پذیری محدوده. محدودیت سرعت خطی به سرعت چرخش کمتری در زمانی که تیغه های بلندتری درگیره و منتقل میشه که به معنی تلفات اصطکاک کمتر در یاتاقان های چرخشیه
استفاده از توربو فن دنده ایچرا دنده کارایی را بهبود می بخشد؟ موتورهای توربوفن مدرن با بیرون راندن گازهای داغ با حرکت سریع از هسته خود نیروی رانش ایجاد می کنند. اما آنها همچنین از فن های خود برای فشار دادن هوای کندتر به اطراف بیرون موتور استفاده می کنند، بنابراین با گازهای داغ سریعتر در عقب مخلوطمیشه و نیروی رانش را افزایش می دهد. به طور معمول، موتورها دارای نسبت بای پس 8:1 هستند. هشت پوند هوا که به موتور برخوردمیکنه به ازای هر پوندی که واردمیشه، هسته را دور می زند. هر چه نسبت بای پس بیشتر باشد، رانش و راندمان موتور بیشتره موتور دنده ای پرات دارای نسبت 12:1 است. فن موتور جت در سرعت‌های پایین‌تر از توربین هسته کارآمدتر کار می‌کند و گیربکس به این دو اجازه می‌دهد که به طور مستقل بچرخند و هر کدام با سرعت مطلوب خود بچرخند. بر این اساس، موتورهای PurePower دارای فن‌های بزرگ‌تر و توربین‌های کوچک‌تر و سبک‌تر هستند.سرامیک کامپوزیت
در حالی که پرت یک تغییر عمده در طراحی را برای بهبود کارایی موتور جت انتخاب کرد، سایر محققان بر روی مواد متمرکز شده‌اند، به ویژه موادی که امکان احتراق داغ‌تر را فراهم می‌کنند. در واقع، یکی از راه‌های اصلی موتورسازان برای بهبود راندمان جت تاکنون، یافتن راه‌هایی برای سوزاندن سوخت و ترکیب هوا در داخل محفظه‌های احتراق موتور جت توربوفن در دماهای گرم‌تر بوده است، در حالی که آلیاژهای مبتنی بر نیکل تولید می‌کنند که می‌توانند در برابر گرما مقاومت کنند. اما یک مشکل در این رویکرد وجود دارد. رابرت او ریچی، دانشمند مواد در آزمایشگاه ملی لارنس برکلی وزارت انرژی ایالات متحده در کالیفرنیا، درباره این آلیاژها می گوید: «ما به حد ترمودینامیکی آنها رسیده ایم. این حدود 1150 درجه سانتیگراد 2102 درجه فارنهایته اگر ما خیلی داغتر شویم، آنها (پره های توربین موتور) به معنای واقعی کلمه ذوب می شوند."
برخی از قطعات موتور، از جمله پره‌های توربین، دارای روکش‌های سرامیکی هستند، اما این یک راه‌حل ایده‌آل نیست، زیرا روکش‌ها می‌توانند از بین بروند و همچنین کارایی پره‌ها را کاهش می‌دهند. اما قطعاتی که صرفاً از سرامیک ساخته می‌شوند، می‌توانند دمایی در حدود 1300 درجه سانتی‌گراد تا 1500 درجه سانتی‌گراد (2372 درجه فارنهایت تا 2732 درجه فارنهایت) را تحمل کنند.
.توان مصرفی=انرژی جنبشی$1/2mv^2$
تراست=تغییر تکانه=mv.
این تنها در صورتیدرسته که موتور در داخل کاملاً کارآمده و هوا همچنان نسبت به هواپیما باشه.
اگر هوا نسبت به هواپیما در حال حرکته (و موتور هنوز در داخل کاملاً کارآمده پس.
مصرف =انرژی جنبشی$\frac{1}{2}mv_e^2 - \frac{1}{2}mv_a^2$
$\frac{1} {2}m((v_a + v_\Delta)^2 - v_a^2) = \frac{1} {2}m(2v_av_\Delta + v_\Delta^2)$
$Thrust=momentum change=m(ve−va)=mvΔ$
جایی که $v_a $سرعت محیط (نسبت به هواپیما)، ve سرعت اگزوز (نسبت به هواپیما) و vΔ تفاوت بین سرعت محیط و سرعت اگزوز $v_e - v_a$است.
اگر سرعت اگزوز (نسبت به هواپیما) کمتر از سرعت محیط (نسبت به هواپیما) باشد، نیروی رانش منفی (معروف به درگ) دارید.
اگر سرعت اگزوز (نسبت به هواپیما) بسیار بزرگتر از سرعت محیط (نسبت به هواپیما) باشد، بیشتر توان هدر می رود (جمله $v_\Delta^2$ بزرگتر از عبارت$2v_av_\Delta$ است)
اگر سرعت اگزوز فقط کمی بیشتر از سرعت محیط باشد، بیشتر نیرو وارد رانش مفیده (مجموع $2v_av_\Delta$ بزرگتر از عبارت $v_\Delta^2$
این بدان معنایه که اگر موتور در داخل کاملاً کارآمده، مزایای نسبت بای پس بالاتر با سرعت کاهش میابه ، اما همچنان یک مزیت جزئی برای موتور با نسبت بای پس بالاتر وجودداره
اما اگر بخصوص فرض کنیم که تمام انرژی در جریان ورودی گرفته شده و به جریان اگزوز باز می گرده بسیار بزرگه
بیایید در نظر بگیریم چه اتفاقی می افتد اگر در عوض فرض کنیم انرژی در جریان ورودی از بین رفته
معادله مصرف انرژی ماست
مصرف =انرژی جنبشی$\frac{1} {2}m(v_a + v_\Delta)^2) = \frac{1} {2}m(v_a^2 + 2v_av_\Delta + v_\Delta^2)$
برای یک رانش معین، m متناسب با $\frac{1}{v_\Delta}$ است، بنابراین هدف ما به حداقل رسوندنه.$\frac{1}{v_\Delta}(v_a^2 + 2v_av_\Delta + v_\Delta^2)$متمایز کردن با توجه به v_\Delta و تنظیم روی$-\frac{v_a^2}{v_\Delta^2} + 1$را به دست می دهد که (با توجه به اینکه v_\Delta باید مثبت باشد) $v_a = v_\Delta$ رامیده
تصویر

ارسال پست