جزء رانش فشار دقیقاً چیست و چرا وجود دارد؟

مدیران انجمن: parse, javad123javad

ارسال پست
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: 3268

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

جزء رانش فشار دقیقاً چیست و چرا وجود دارد؟

پست توسط rohamavation »

رانش فشاری را - در مقابل رانش تکانه - با توضیح این نکته توصیف میکنم که در شرایط رانش بالا در اگزوز خفه شده، گاز خروجی به سرعت صوت می رسه و نمی توان آن را بیشتر شتاب داد و در نتیجه فشار ساکن رانش را افزایش داد. گاز فراتر از فشار اتمسفر افزایش می یابه این رانش فشار به رانش تکانه اضافه می شود تا کل رانش را تشکیل بده
اولاً - به خوبی شناخته شده است که سرعت گازهای خروجی هواپیما به راحتی می تواند مافوق صوت شود، مثلاً با یک جت جنگنده ... چرا این محدودیت در موتورهای توربوفن است؟
ثانیاً - اغلب در مطالب آموزشی تأکید می شود که باید از فکر کردن تراست به عنوان عمل / فشار دادن به هوای محیط پشت موتور، بر خلاف قانون 3 نیوتن، اجتناب کنید... اما آیا این دقیقاً همان فشار نیست. رانش است؟ با فشار × تعریف می شود منطقه ای که در آن عمل می کند ...
در واقع، گازهای خروجی را می توان فراتر از 1 ماخ منبسط کرد و انجام این کار منجر به رانش بیشتر ناشی از راندمان بیشتر پیشرانه می شود. مشکل این است که گاز تحت فشار با انبساط سطح مقطع زمانی که کمتر از M1 است، و در زمانی که بالاتر از M1 است، منبسط می شود.
بنابراین به منظور دستیابی به انبساط کامل تا فشار محیط p0
در سرعت اگزوز مافوق صوت، برای همه شرایط پرواز به مقطعی نیاز داریم که باریک شود، سپس منبسط شود. شکل زیر نحوه انجام این کار در جت های جنگنده مافوق صوت را نشان می دهد: با اگزوز جت اجکتور.
اگزوز اولیه در داخل یک لوله نصب می شود و گاز خروجی در حال انبساط جریان ثانویه را می مکد که انبساط جریان اولیه را کم می کند تا به تدریج انجام شود. جریان ثانویه را می توان به عنوان بخش واگرای اگزوز در نظر گرفت و از اگزوز فلزی واقعی از گرمای پس سوز محافظت می کند. در جت های جنگنده مافوق صوت، هر دو اگزوز اولیه و ثانویه قابل تنظیم هستند: عکس سمت چپ برای سرعت مافوق صوت، سمت راست برای سرعت مافوق صوت.تصویر
بنابراین انبساط کامل امکان پذیر است و در عین حال پیچیده است، با نیاز به تغییر مداوم نازل های اگزوز.
اولاً - به خوبی شناخته شده است که سرعت گازهای خروجی هواپیما به راحتی می تواند مافوق صوت شود، مثلاً با یک جت جنگنده ... چرا این محدودیت در موتورهای توربوفن است؟
از آنجایی که جریان اصلی توربوفن از طریق فن است که فقط یک کمپرسور است، در این جریان احتراق صورت نمی گیرد. در بیشتر شرایط، جریان بای پس در سرعت‌های زیر صوت به طور کامل گسترش می‌یابد - اگر اینطور نباشد، ساخت چهار نازل اگزوز تنظیم‌شده متحدالمرکز مانند تصویر بالا پیچیده و سنگین خواهد بود، برای بهره بسیار محدود. تنها بالاتر از M1.5، افزایش نیروی رانش قابل توجهی از انبساط کامل مافوق صوت وجود خواهد داشت.
ثانیاً - اغلب در مطالب آموزشی تأکید می شود که باید از فکر کردن تراست به عنوان عمل / فشار دادن به هوای محیط پشت موتور، بر خلاف قانون 3 نیوتن، اجتناب کنید... اما آیا این دقیقاً همان فشار نیست. رانش است؟ با فشار × ناحیه ای که روی آن عمل می کند تعریف می شود...
نازل خفه شده
پرواز مافوق صوت یا مافوق صوت، ورودی، کمپرسور و دیفیوزر موتور جت، همگی سرعت هوا را کاهش می دهند تا سرعت مافوق صوت را کاهش دهند تا احتراق انجام شود. هنگامی که دما به شدت افزایش می یابد، بخشی از این انرژی به سرعت تبدیل می شود.
به دلیل دمای احتراق بالا، سرعت صوت بسیار بالاتر است، بنابراین جریان جرمی در مسیر خود به سمت نازل مادون صوت است. باحال درسته؟ در جریان مادون صوت، با فشرده شدن هوا، سرعت آن افزایش می یابد و فشار آن کاهش می یابد.
افت فشار طراحی شده در نازل منجر به عبور جریان جرمی مشخص به دلیل اختلاف فشار می شود.
آن را بیشتر رها کنید و در باریک ترین قسمت نازل، گلو، سرعت به 1 ماخ می رسد. اکنون جریان خفه شده است.
آن را بیشتر رها کنید، و دیگر شتاب مادون صوت از طریق فشردن آن گلوی ثابت از نظر فیزیکی امکان پذیر نیست. سرعت جریان جرمی به حداکثر خود رسیده است (حتی برای موشک).
نازل‌های توربوفن در جت‌لاینرها (همحلقه‌ای) حتی به دلایل کارایی به طور هدفمند این کار را انجام نمی‌دهند - هر چه سرعت اگزوز به جریان آزاد نزدیک‌تر باشد، پیشرانه کارآمدتر است. همچنین، نگاه کنید به: ویکی پدیا: راندمان پیشرانه § موتورهای جت
جنگنده ها و جت های با کارایی بالا
اگزوز داغتر و حتی اگزوز داغتر با استفاده از پس سوز. هرچه هوا گرمتر باشد، سرعت صوت بیشتر است و به اگزوز اجازه می دهد که 1 ماخ سریعتر از جریان آزاد 1 ماخ باشد. دوباره باحاله درسته؟
دمای خروجی سرعت خروج صوت را تعیین می کند که سرعت خروج را تعیین می کند.
طراحی نازل
نازل های هندسی متغیر: یک گلوگاه در حال انبساط اجازه می دهد تا جریان جرم بیشتری در گلوی خفه شده جریان یابد. در اعداد ماخ پرواز بالاتر، ورودی فشرده سازی بیشتری را فراهم می کند و بنابراین سرعت جریان جرم بیشتری ممکن می شود. به همین دلیل است که وقتی هواپیما سریع‌تر است و/یا از نیروی رانش بالاتر استفاده می‌کند، گلوها باز می‌شوند.
رانش فشار
به دلیل شرایط کاری متفاوت در نازل‌های ثابت در موشک‌ها، "راست فشاری" برای معادله رانش، همراه با تغییر در تکانه مورد نیاز است - این یکی یا دیگری نیست، فقط این است که رانش فشار برای موتورهای توربین ناچیز است:
نازل یک موتور توربین معمولاً طوری طراحی می شود که فشار خروجی را برابر جریان آزاد قرار دهد. در آن صورت، عبارت ناحیه فشار در معادله عمومی e است
1) جریان تراکم پذیر در مجاری
بخش اول سوال به چگونگی تسریع جریان در مجاری تا سرعت مافوق صوت می پردازد. به عبارت ساده، برای جریان تراکم پذیر در لوله ای با قطر متغیر:
هنگامی که مادون صوت است، در طول لوله شتاب می گیرد، زمانی که قطر لوله کاهش می یابد
هنگامی که مافوق صوت است، در طول لوله شتاب می گیرد، زمانی که لوله باز می شود.
به منظور تولید جریان مافوق صوت، شما نیاز دارید
مجرای که ابتدا منقبض می شود تا جریان را تا 1 ماخ در گلو تسریع کند،
سپس یک مجرای که از آنجا منبسط می شود، زیرا در غیر این صورت هیچ شتاب بیشتری برای جریان ایجاد نمی شود - و در 1 ماخ باقی می ماند.
نسبت فشار (فوق العاده بحرانی)، در غیر این صورت جریان فقط تا چیزی کمتر از Mach1 در گلو شتاب می گیرد، اما از آنجایی که مافوق صوت نیست، قسمت واگرا دوباره جریان را کاهش می دهد.
قسمتی که نمی توان بیشتر شتاب داد به نازل های غیر واگرا اشاره دارد. برای طرح‌های مافوق صوت، بخشی در مورد تطبیق نازل وجود دارد - به این معنی که نازل در حالت ایده‌آل باید به اندازه‌ای منبسط شود که فشار استاتیک خروجی با محیط جو مطابقت داشته باشد، در غیر این صورت با کاهش کارایی، انبساط بیش از حد یا کم‌تر از آن خواهید داشت.
2) حفظ حرکت
Thrust در واقع از دو بخش تشکیل شده است. ایده این است که هنگام ترسیم یک حجم کنترل در جایی، نیروهای واکنش بر روی این حجم کنترل هستند
واکنش مجبور به تعادل در تغییر تکانه در جریان می شود
مجموع تمام فشارهای روی سطوح آن حجم کنترلی (یا از نظر ریاضی صحیح تر، انتگرال فشار نرمال به سطح حجم کنترل$\int_A p \vec{n} dA$
به عنوان ساده‌سازی، می‌توانیم فرض کنیم که اختلاف فشارها قبل و بعد از موتور - به اندازه کافی بسیار زیاد - ناچیز است، و سپس فقط تفاوت‌های تکانه (سرعت جریان * چگالی) نیروی رانش را فراهم می‌کنند. اما اگر اختلاف فشار به اندازه کافی بزرگ باشد، دیگر نمی توان از این موضوع غافل شد.کاربرد معادله مومنتوم در موتور هواپیما
موتور جت نشان داده شده
$\displaystyle \int_s \rho u_x(\vec{u}\cdot\vec{n})dA$ $\displaystyle = T-D + \sum\textrm{Pressure Forces}$
$\displaystyle \int_s \rho u_x(\vec{u}\cdot\vec{n})dA$ $\displaystyle = T-D+\left[-P_e A_e + P_0 A_e - \int_{A_R} (P_R-P_0)dA_R\right]$
$\displaystyle \int_s \rho u_x(\vec{u}\cdot\vec{n})dA$ $\displaystyle = \underbrace{\rho_e u_e A_e}_{\dot{m}_e} u_e-\underbrace{\rho_0 u_0 A_0}_{\dot{m}_0} u_0 +\int_{C_s-A_0-A_e}\rho u_x\vec{u}\cdot\vec{n}dA$
$\displaystyle =\dot{m}_e u_e -\dot{m}_0 u_0 + \int_{C_s-A_0-A_e}\rho u_x \vec{u}\cdot\vec{n}dA$
بنابراین ما داریم:
$\displaystyle T-D-(P_e-P_0)A_e-\int_{A_R}(P_R-P_0)dA_R = \dot{m}_e u_e-\dot{m}_0 u_0+\int_{C_s-A_e-A_0}\rho u_x\vec{u}\cdot\vec{n}dA.$
هر چیزی که به جریان در موتور مربوط می شود به طور معمول رانش نامیده می شود. هر چیزی که به جریان بیرونی موتور مربوط می شود، معمولاً درگ نامیده می شود. بنابراین، با جمع آوری تنها اصطلاحاتی که مربوط به سیالی است که از موتور عبور می کند، داریم:
$\displaystyle T = \dot{m}_eu_e - \dot{m}_0 u_0 + (P_e-P_0)A_e.$
رانش عمدتاً از تغییر خالص تکانه هوای ورودی و خروجی از موتور تشکیل شده است، با یک تنظیم معمولی کوچک برای اختلاف فشار بین ورودی و خروجی. همانطور که در شکل 10.5 نشان داده شده است، تنها با در نظر گرفتن لوله جریانی که از موتور عبور می کند، می توانستیم به همان معادله برسیم. توجه داشته باشید که فشار استاتیک در امتداد سطوح کنترل منحنی با فشار محیط به دلیل انحنای ساده متفاوت است.
تصویر

ارسال پست