تهویه ناسل/موتور F-22

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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

تهویه ناسل/موتور F-22

پست توسط rohamavation »

بچه های عزیز این اخرین پست من هست .که ارسال میکنم
پوست هواپیما در اطراف محفظه موتور در F-22 چگونه خنک میشد؟
در طراحی خود محفظه موتور با ورود هوا از طریق دریچه های تشکیل شده در کناره های ناسل خنک میشه هوا از طریق آن دریچه ها به داخل کشیده میشه و از طریق محفظه و وارد هوای ورودی به موتورها میشه
همانطور که در F-35، زیر بال ها اسکوپ هایی وجود داره که هوای ram را در اطراف محفظه موتور فراهم می کنه اما در F-22 هیچ اسکوپی برای همین منظور مشاهده نمیکنم.تصویر
جزئیات دقیق F22 طبقه بندی شده و جز اسرار نظامیه . اما طرح با احتمال بیشتر که موتور دارای شکاف هوای بای پس سرد بین دیواره داخلی پس سوز و پوشش بیرونی آن باشه. از تمام نماهای نزدیک نازل آن نازل بردار رانش و فیرینگ قلاب دستگیره اضطراری با نوعی مواد نسوز پوشانده شده و نیازی به خنک کننده خاصی نداره و فیرینگ های دندانه دار نازل در دو طرف نازل هوابند به نظر می رسن و فاقد آن هستند. مکانی برای خروجی جریان هوای خنک کننده بعلاوه، ما شاهد هیچ اسکوپی در جلوی هواپیما به عنوان ورودی برای خنک کننده موتور نیستیم، و اسکوپ، در صورت وجود، باید بسیار بزرگ باشه. من میگم این محتمل ترین روش هست، چون کم وزن ترین و پیچیده ترین راه حل برای خنک کننده موتوره. و دقت کنیم حفره های کوچک با قطر در محدوده میلی متر موثرترین بازتاب دهنده/پراکنده امواج راداریه
یک روش کمتر احتمال داره این است که موتور با سوخت خنک میشه، درست مانند سیستم های اویونیک، رادار و AC برای خلبان. سپس سوخت ابتدا با مقدار زیاد بال به عنوان رادیاتور و دوم توسط یک جفت خنک کننده سوخت مخفی با هوا خنک میشه. (نمیگم کجا :))
1. در ناسلی که دارای یک موتور توربین در یک محفظه اونه، یک ورودی موتور برای تامین هوای احتراق به موتور مذکور یک پوشش اگزوز که یک گذرگاه حلقوی با یک مجرای خروجی موتور مذکور برای تخلیه هوا از داخل محفظه موتور مذکور تشکیل میده یک چانه. اسکوپ برای دریافت هوای خنک کننده و یک مبدل حرارتی هوا/روغن که هوای خنک کننده را از چانه اسکوپ دریافت میکنه یک سیستم خنک کننده و تهویه شامل
مجرای وسیله ای برای تخلیه هوا از مبدل حرارتی مذکور به داخل محفظه مذکور که در آن هوای تخلیه شده موتور مذکور را خنک میکنه و از طریق گذرگاه حلقوی به اگزوز موتور مذکور کشیده میشه به موجب آن بازیابی رانش به حداقل میرسه و تخلیه هوای خنک کننده از سطح دریا به حداقل میرسه.
یک مجرای هوای شروع جریان که بین کمپرسور توربین مذکور و خروجی خروجی موتور در پایین دست گذرگاه حلقوی مذکور امتداد میابه که به موجب آن مکمل‌های هوای کمپرسور شروع جریان خروجی اگزوز از موتور مذکور به محفظه مذکور در سرعت‌های خروجی پایین موتور خارج میشن که در آن مسیر حلقوی مذکور شامل ورودی در مجاورت و در ارتباط مستقیم جریان سیال و در جایی که محفظه مذکور به طور عمده توسط ناسل محاصره که در آن به طور موثر تمام هوای خنک کننده وارد شده به محفظه مذکور از چانه اسکوپ وارد میشه که در آن هوای خنک کننده ارائه شده برای استفاده در مبدل حرارتی هوا/روغن مذکور و برای خنک کردن موتور مذکور با حداقل کاهش در آیرودینامیکی ارائه میشه. بهره وری.
برسی موتور fj44
خوب منظورتون نسبت بای پس در ویلیامز FJ44
FJ44-2C
نیروی رانش 2400 پوندی (11 کیلونیوتن)، مشابه -2A با واحد کنترل سوخت هیدرومکانیکی یکپارچه
مراحل فن مراحل 1کمپرسور LP-3مراحل کمپرسور HP-1مراحل توربین HP-1مراحل توربین LP-2سیستم کنترل واحد کنترل سوخت یکپارچه ابعادطول1.52 متر4.99 فوت عرض 0.55 متر 1.8 فوت ارتفاع
0.75 متر 2.46 فوت کارایی حداکثر رانش مداوم 10.7 کیلونیوتن 2,401 پوند فوت حداکثر رانش برخاستن 10.7 کیلونیوتن 2,401 پوند فوت سرعت چرخش N1 دور در دقیقه 17,245 N2 دور در دقیقه
41200 وزن ها وزن خشک 236 کیلوگرم 520 پوند خوب روی سسنا 525A Citation CJ2 نصب شده
تا جایی که میدونم ویلیامز FJ44 خانواده ای از موتورهای توربوفن کوچک، دو قرقره ای هستش
مثال FJ44-1A دارای یک فن تک مرحله‌ای blisk به‌علاوه یک مرحله تقویت‌کننده فشار متوسط (IP) که هر دو توسط یک توربین 2 مرحله‌ای فشار پایین (LP) هدایت میشن و یک کمپرسور فشار قوی گریز از مرکز تک مرحله‌ای (HP) سوپرشارژ میشن که توسط یک توربین تک مرحله ای بدون خنک کننده فشار قوی (HP). محفظه احتراق یک طرح حلقوی سرد شده با برخورده. سوخت از طریق یک سیستم نازل سوخت چرخان غیرعادی به محفظه احتراق وارد میشه نه از مخلوط‌کن‌های معمولی سوخت و هوا یا بخار مجرای بای پس تمام طول موتور را اجرا میکنه. FJ44-2A دارای دو مرحله کمپرسور تقویت کننده اضافیهستش
مثال فشار و دمای سیستم سوخت مورد نیاز موتور ویلیامز FJ44
FJ44 از یک پمپ مکانیکی داخلی برای تامین سوخت در فشار بالا به موتور استفاده میکنه. حداقل در هواپیمای Cessna Citation که از موتور استفاده می‌کنه سوخت از پمپ‌های اجکتور اولیه میادکه در هر محل تغذیه موتور در سوخت غوطه‌ور میشن (پایین‌ترین نقطه در سیستم سوخت، برای مثال حدود هشت گاز را در Citation Mustang نگه می‌داره.
پمپ از یک جت کوچک سوخت پرفشار جریان حرکتی از پمپ های سوخت موتور مربوطه استفاده میکنه. سوخت از یک ونتوری عبور میکنه جریان کم فشار بیشتری از سوخت را از محل تغذیه میکشه و آن را به موتور پمپ میکنه خوب حالا . برخی از جریان حاصل نیز جریان محرکه ای را برای پمپ های اجکتور جابجا فراهم میکنه. پمپ اجکتور اولیه هیچ قسمت متحرکی نداره. هر زمان که جریان انگیزه در دسترس باشد عمل میکنه
Citations همچنین دارای بوست پمپ هایی دارن که میتونن برای راه اندازی موتور در شرایط فشار عرضه سوخت پایین و برای انتقال سوخت استفاده شن. اگر سیستم هواپیمای مجهز به FJ44 شبیه موستانگ باشه که از موتورهای پرت و ویتنی استفاده می کنه بوست پمپ ها با سرعت 4.65 psig درگیر میشن و با سرعت 6.5 psig جدا میشن. با این حال، این فشار وارد شده به ورودی پمپ اجکتور اولیلیه.
که فشار سوخت به موتور مشخص نشده هست اما می توان از کلیدهای فعال شده با فشار پمپ بوستفهمید. این سیستم به سادگی به سوخت در مخازن و پمپ مکانیکی موتور نیاز داره تا زمانی که آن دو وجود داشته باشن اثر ونتوری بقیه را بر عهده میگیره بوست پمپ ها زمانی استفاده میشن که آن سیستم به هر دلیلی سوخت کافی را تامین نمیکنه
گرمایش سوخت با عبور سوخت از طریق مبدل حرارتی روغن انجام میشه. این کار روغن را با استفاده از سوخت خنک میکنه و گرما را به مخازن منتقل میکنه
ببین اجکتور نوعی پمپه که از اثر ونتوری (Venturi effect) در یک نازل همگرا-واگرا (converging-diverging nozzle) برای تبدیل انرژی فشاری سیال محرک به انرژی سرعتی و ایجاد یک ناحیه کم‌فشار برای مکش سیال تحت خلاء استفاده میکنه
جریان انگیزه جریان حجمی است که در ارتباط با eductor ها استفاده میشه. سیال جریان حجم موثر را هدایت میکنه و انرژی آن را افزایش میده تصویر
در مورد چرا نسبت سوخت به هوا یک موتور توربوجت در حدود 1:15 (نسبت استوکیومتری) نیست؟استوکیومتری
آخرین ویرایش توسط rohamavation چهارشنبه ۱۴۰۱/۱۲/۱۷ - ۱۱:۵۲, 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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: تهویه ناسل/موتور F-22

پست توسط rohamavation »

قسمت دوم به طور کلی هر موتور از چهار جزء ضروری تشکیل شده است: کمپرسور، محفظه احتراق، توربین و نازل تصویر کمپرسور فشار هوای ورودی را قبل از احتراق افزایش میده و توربین که کار را از احتراق تحت فشار گرم استخراج میکنه. 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.
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.
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.
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.
$F=\dot{m}(U_j-U_a)$
در جایی که$ \dot{m} $نرخ جریان جرمی هوا در موتور است،$ 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. $\dot{m}$ 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.
هنگام بهینه سازی عملکرد موتور جت، معمولاً دو پارامتر مشترک هستندnsidered: رانش ویژه (ST) موتور، و مصرف سوخت خاص (SFC)، نرخ جریان جرمی سوخت مورد نیاز برای تولید یک واحد رانش. به طور کلی طراح توربین دو متغیر ترمودینامیکی برای بهینه سازی این دو 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 . 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. 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.
، 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، 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 سه‌قرقره ای ایجاد می‌کنند.
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 عملی نیست زیرا نصب دنده بو ضروری است.
x بین توربین قدرت محرکه و فن تا توربین سریعتر کار کند. چنین طراحی مطمئناً مستلزم زمان توسعه قابل توجهی است و احتمالاً دارای جریمه وزنی است که بیشتر از مزایای افزایش BR است. بنابراین بهینه‌سازی موتور را نمی‌توان تنها از نظر پارامترهای ترمودینامیکی در نظر گرفت
چه دمای توربین آیا از سوختن خالص استوکیومتری حاصل می شود؟من شنیده ام که بازده موتور جت توسط دمای توربین محدود می شود --- یعنی حداکثر دما. که آلیاژ پره توربین می تواند قبل از ضعیف شدن بیش از حد مقاومت کند.
بنابراین موتورهای جت بدون سوخت کار می کنند. اما آنها به بیش از 99 درصد احتراق تمام سوخت دست می یابند، بنابراین حداقل این خوب است. با این حال، اگر بتوانیم به صورت استوکیومتری بسوزانیم، موتور می‌تواند کوچک‌تر و سبک‌تر شود، زیرا به هوای ورودی کمتری برای هسته نیاز دارد.
بنابراین می‌خواهم بدانم اگر بخواهید استوکیومتری خالص را بسوزانید، حداکثر دمایی که حاصل می‌شود چقدر است؟
BTW، برای ساده نگه داشتن آن، من در مورد - (دمای ورودی توربین) می پرسم، که دمای گاز درست پس از احتراق، درست قبل از ورود به مرحله اول توربین است. در واقع می‌توانید خنک‌سازی پیچیده‌ای روی تیغه‌ها انجام دهید تا آنها را کمتر از آن دما نگه دارید، اما من نمی‌خواهم وارد این جنبه شوم.
توجه داشته باشید، من به هر موتور جت بزرگ معمولی مانند PW6000 علاقه مند هستم که در شرایط کروز کار کند.
من یک نمونه از - واقعی پیدا کردم که می گوید 1600 C: پیوند سایت میتسوبیشی. با این حال، این یک توربین گازی بود نه موتور جت، بنابراین نمی توانم مطمئن باشم که آیا این برای جت ها نیز معمول است یا خیر. آنچه من می خواهم بدانم - نظری است اگر می توانید استوکیومتری خالص را بسوزانید تا ببینید تفاوت چیست.
موتور جت
می‌توان از داده‌هایی که من پیدا کردم برای پاسخ قبلی یک توربوپراپ PT-6 استفاده کرد:
محیط: 300 هزار
دبی کمپرسور: 600K
ورودی توربین: 1200K
اگزوز: 800 هزار
بنابراین، احتراق (بین تخلیه کمپرسور و ورودی توربین) 600K اضافه می کند. فرض کنید این اتفاق در $\varphi=0.45%$ می افتد
نسبت هم ارزی سوخت که معادل حدود 3 درصد سوخت جرمی است. از آنجایی که این مقدار بسیار کم است، ممکن است فرض کنیم که تمام انرژی صرف گرم کردن هوا می شود (هم هوای مورد استفاده برای احتراق و هم هوای اضافی برای خنک کردن جریان قبل از توربین). ما با $\Delta T_c=1200K-600K = 600K$ شروع می کنیم
. از آنجایی که یک احتراق تقریباً ایزوباریک است، می توانیم از $c_p$ استفاده کنیم
ظرفیت گرمایی برای محصولات واکنش، که (برای یک گاز ایده آل) تابعی از دما نیست. بنابراین ما می توانیم به سادگی افزایش دمای استوکیومتری را محاسبه کنیم
$\Delta T_{s} = \frac{\Delta T_c}{\varphi} = \frac{600K}{0.45} = 1333K.$.
بنابراین دمای ورودی توربین $600K+1333K = 1933K.$ است.
در واقع، گرمایش سوخت (به ویژه تبخیر سوخت) یک قطعه بزرگتر را در نزدیکی استوکیومتری نشان می دهد، اما من فکر می کنم که می توان حدس زد که حدود 1900K باشد.
با این حال توجه داشته باشید که بازده نظری (با نادیده گرفتن تلفات ویسکوزیته اجتناب‌ناپذیر ناشی از مدیریت چنین جریان بزرگی از هوا) صرفاً با نسبت فشار کمپرسور تعیین می‌شود:
$\eta = 1-\left(\frac{P_1}{P_2}\right)^\frac{\gamma-1}{\gamma}.$
بنابراین اگر - مشکلی نبود، با غنی‌سازی مخلوط به استوکیومتری، جریان جرمی مورد نیاز از طریق موتور (در توان ثابت) را کاهش می‌دهیم، بنابراین تلفات ویسکوز در موتور را به طور متناسب کاهش می‌دهیم. از طرف دیگر اگر تلفات ویسکوز وجود نداشت، برای کارآمدترین طراحی، نسبت تراکم را افزایش می‌دادیم و مخلوط را حتی بیشتر تا جایی که دبی کمپرسور و دمای ورودی توربین تقریباً برابر می‌شد، خم می‌کردیم.
سپس ویژگی های بهینه جزء (مانند کمپرسور، محفظه احتراق، توربین) را برای یک موتور برای یک ماموریت معین تعیین کنیم. توجه داشته باشید که آنالیز سیکل ایده آل تنها به ترمودینامیک جریان هوا در داخل موتور می پردازد. جزئیات اجزا (تیغه، سرعت چرخش و غیره) را توصیف نمی کند، بلکه فقط نتایجی را که اجزای مختلف تولید می کنند (به عنوان مثال نسبت فشار، نسبت دما) توضیح می دهد.
$\displaystyle T_t = T\left( 1+ \frac{\gamma-1}{2}M^2\right),$
$\displaystyle P_t = P\left(1+ \frac{\gamma-1}{2}M^2\right)^\frac{\gamma}{\gamma-1},$
$\displaystyle \theta_0 \equiv \frac{T_{t0}}{T_0},$
$\displaystyle \theta_T \equiv \frac{T_{t,T}}{T_0},$
$\displaystyle \delta_0 \equiv \frac{P_{t0}}{P_0}=\theta_0^\frac{\gamma}{\gamma-1},$
جایی $ T$ به توربین اشاره خواهد کرد. ویژگی‌های Stagnation، $ T_t$ و $ P_t$، کمیت‌های ساده‌تر از ویژگی‌های استاتیک ($ T$ و $ p$) اندازه‌گیری می‌شوند. بنابراین، بیان عملکرد اجزای مختلف بر حسب نسبت های فشار رکود و دما یک قرارداد استاندارد است:
$ \pi \equiv$ نسبت فشار کل یا رکود در مولفه ($ d$ , $ c$ , $ b$ , $ T$ , $ a$ , $ n$ )
$ \tau \equiv$ نسبت دمای کل یا رکود در مولفه ($ d$ , $ c$ , $ b$ , $ T$ , $ a$ , $ n$ )
اینجا $ d = \textrm{diffuser (or inlet)}$ , $ c= \textrm{compressor}$ , $ b= \textrm{burner (or combustor)}$ , $ T= \textrm{turbine}$ , $ a=
\textrm{afterburner}$ , and $ n=\textrm{nozzle}$ .

Inlet/Diffuser: $ \pi_d= 1$ , $ \tau_d = 1$ (adiabatic, isentropic)
Compressor or fan: $ \tau_c = \pi_c^\frac{\gamma-1}{\gamma}$ , $ \tau_f = \pi_f^\frac{\gamma-1}{\gamma}$ .
Combustor/burner or afterburner: $ \pi_b = 1$ , $ \pi_a = 1$
Turbine: $ \tau_T = \pi_T^\frac{\gamma-1}{\gamma}$
Nozzle: $ \pi_n = 1$ , $ \tau_n = 1$ .
رانش
سیستم مختصات و حجم کنترل برای ثابت شدن روی رمجت انتخاب می شوند. نیروی رانش، $ F$، توسط:
$\displaystyle F = \dot{m}(c_5 - c_0)،$
که در آن $c_5$ و $c_0$ به ترتیب سرعت جریان خروجی و ورودی هستند. رانش را می توان بر حسب پارامترهای غیر بعدی به صورت زیر قرار داد:
$\displaystyle \frac{F}{\dot{m}a_0}$ $\displaystyle =\frac{c_5}{a_5}\frac{a_5}{a_0}-\frac{c_0}{a_0}،\qquad \ textrm{که $a =\sqrt{\gamma RT}$ ،}$سرعت صدا است
$\displaystyle = M_5\frac{a_5}{a_0} -M_0=M_5\sqrt{\frac{T_5}{T_0}}-M_0.$
با استفاده از $ M_3^2$ , $ M_4^2 \ll 1$ در بیان فشار رکود،
$\displaystyle \frac{P_t}{P} = \left[1+\frac{\gamma-1}{2}M^2\right]^{\frac{\gamma}{\gamma-1}},$
$\displaystyle P_3 \approx P_{t3} = P_{t0};\qquad P_4\approx P_{t4} = P_{t5};\qquad P_4\approx P_3.$
نسبت های فشار رکود به فشار استاتیک در ورودی و خروجی رمجت می باشد
نسبت رکود به فشار استاتیک در خروجی و ورودی یکسان است، در نتیجه اعداد ماخ ورودی و خروجی نیز یکسان هستند.
$\displaystyle M_5 =
M_0.$
برای یافتن نیروی رانش باید نسبت دمای خروجی و دمای ورودی را پیدا کنیم. این توسط داده شده است
$\displaystyle \frac{T_5}{T_0} = \frac{T_{t5}}{1+\frac{\gamma-1}{2}M_5^2}
\frac{...
...{\gamma-1}{2}M_0^2}{T_{t0}}=\frac{T_{t5}}{T_{t0}}=\frac{T_{t4}}{T_{t3 }}=\tau_b.$
که در آن $ \tau_b$ نسبت دمای رکود در سراسر محفظه احتراق (شعله) است. رانش به این ترتیب است
$\displaystyle \frac{F}{\dot{m}a_0} =M_0(\sqrt{\tau_b} -1).$
نسبت هوای سوخت
برای یافتن ISP باید نسبت سوخت به هوای رم جت را پیدا کند، . با استفاده از یک ولوم کنترل در اطراف مشعل، fحرارت داده شده به
$\displaystyle \textrm{Heat given to the
fluid: }\quad \dot{Q} = \dot{m}_f \Delta h_\textrm{fuel} = \dot{m} f
\Delta h_\textrm{fuel}.$
از معادله انرژی جریان ثابت:
$\displaystyle \dot{m}_4h_{t4} - \dot{m}_3h_{t3}=\dot{m}_3f\Delta h_\textrm{fuel}.$
جریان جرمی خروجی تفاوت زیادی با جریان جرم ورودی ندارد، $ \dot{m}_4 = \dot{m}_3(1+f) \approx \dot{m}_3$، زیرا نسبت سوخت به هوا برابر است بسیار کمتر از وحدت (به طور کلی چند درصد). بنابراین ما تفاوت بین جریان جرم را نادیده می گیریم و به دست می آوریم
$\displaystyle h_{t4} - h_{t3} = c_p (T_{t4} - T_{t3})= f \Delta h_\textrm{fuel},$
$\displaystyle T_{t3} c_p(\tau_b-1) = f \Delta h_\textrm{fuel},$
با
$\displaystyle T_{t3} = T_{t0} = T_0 \underbrace{\left(1+\frac{\gamma-1}{2}M_0^2\right)}_{\Theta_0}.$
بنابراین، نسبت سوخت به هوا است
$\displaystyle f = \frac{\tau_b-1}{\Delta h_\textrm{fuel}/c_p T_0 \Theta_0}.$
نسبت سوخت به هوا، $ f$، به خواص سوخت ($ \Delta h_\textrm{fuel}$)، پارامترهای پرواز مورد نظر ($ \Theta_0$)، عملکرد رم جت ($ \tau_b$) و دمای جو ($ T_0$).
: کنترل حجم روی مشعل
تکانه خاص، $ I_{sp}$
تکانه خاص برای ramjet توسط داده می شود
$\displaystyle I_{sp} = \frac{F}{f \dot{m} g} = \frac{1}{g}
\frac{(\sqrt{\tau_b}-1)\left(c_0 \Delta h_\textrm{fuel}/c_pT_0\right)}
{\Theta_0(\tau_b-1)}.$
تکانه خاص را می توان بر حسب ویژگی های سوخت و ویژگی های پرواز و وسیله نقلیه به عنوان نوشت
ما می خواهیم وابستگی پارامتر عبارت فوق را که یک فرمول پیچیده است، بررسی کنیم. ما چطوری می تونیم این کار را انجام بدهیم؟ تأثیرات مهم پارامترهای مختلف چیست؟ چگونه رفتار عملکرد رم جت را به بهترین نحو ثبت کنیم؟
برای مقایسه موثر، باید اطلاعات بیشتری در مورد رفتار عملیاتی اضافه کنیم. یک مورد مهم برای بررسی زمانی است که شرایط استوکیومتری داریم و تمام سوخت می سوزد (با $f_\textrm{stoich}$ نشان داده می شود). در این شرایط با افزایش مقدار پرواز، M0، چه اتفاقی می‌افتد؟ T ثابت است بنابراینTT3 افزایش می‌یابد، اما دمای حداکثر به دلیل تفکیک زیاد افزایش نمی‌یابد: واکنش در دمای بالا به پایان نمی‌رسد. بنابراین یک تقریب مفید این است که برای عملیات استوکیومتری ثابت TT4 در نظر بگیریم. در استراتوسفر، از 10 تا 30 کیلومتر، $ T_0 \approx \textrm{constant}
\approx 212\textrm{K}$ . حداکثر نسبت دما است

$\displaystyle \tau_\textrm{max}= \frac{T_\textrm{max}}{T_0}= \frac{T_{t4}}{T_0} = \textrm{const}،$
$\displaystyle \tau_b = \frac{T_{t4}}{T_{t3}}=\frac{T_{t4}/T_0}{T_{t3}/T_0}=\frac{\tau_\textrm{max} }{\Theta_0}.$
برای رمجت استوکیومتری،
$\displaystyle I_{sp} =\frac{F}{f \dot{m}g}=\frac{F}{\dot{m}a_0}\frac{a_0}{f_\textrm{stoich}g} =M_0(\sqrt{\tau_b} -
1)\frac{a_0}{f_\textrm{stoich}g}.$
با استفاده از عبارت $ \tau_b$، تکانه خاص است
$\displaystyle I_{sp} = M_0\left(\sqrt{\frac{\tau_\textrm{max}}{\Theta_0}}-1\right)\frac{a_0}{f_\textrm{stoich}g} $
مقادیر عملکرد نماینده
رانش در واحد جریان جرم و ضربه خاص برای رام جت ایده آل با احتراق استوکیومتری [کربروک]
تصویر
نموداری از عملکرد رمجت استوکیومتری . که برای پارامترهای مورد استفاده، بهترین محدوده عملیاتی یک رمجت با سوخت هیدروکربنی 2 $ \leq M_0 \leq 4 $ است. پارامترهای استفاده شده عبارتند از $ \tau_\textrm{max}
= 10$ , $ a_0 \حدود 300\textrm{ m/s}$ در استراتوسفر، $ f_\textrm{stoich} = 0.067 $ برای هیدروکربن‌ها، به طوری که a_0 $/g
f_\textrm{stoich}
\حدود 450\textrm{s}$ .
چرخه برایتون را برای پیشرانه رم جت بررسی کرد،
$ \eta_\textrm{Brayton}$ به عنوان تابعی از $ M_0$ پیدا شد،
$ \eta_\textrm{overall}$ و رابطه بین $ \eta_{overall}$ و $ \eta_\textrm{Brayton}$ پیدا شد و
$ F/\dot{m}a_0$ و $ I_{sp}$ به عنوان تابعی از $ M_0$ مورد بررسی قرار گرفت.
نقاط این تکانه خاص، $ I_{sp}$، معیاری دقیقاً چیست؟
$ I_{sp}$ چگونه برای موشک‌ها در فضایی که $g \تقریبا 0$ است پیدا می‌شود؟
چرا صنعت از $TSFC$ به جای $I_{sp}$ استفاده می کند؟ آیا این مزیتی دارد؟
چرا راندمان مکانیکی با رمجت ها مشکلی ندارد؟
تراست چگونه در رمجت ایجاد می شود؟
چه رابطه ای بین $ h_{t4} - h_{t3} = f\Delta h_f$ و وجود حداکثر مقدار $T_{t4}$ وجود دارد؟
چرا ما یک نقطه 2 برای چرخه برایتون با اجزای غیر ایده آل نداشتیم؟
متغیر $f_\textrm{stoich}$ چیست؟
تصویر
موتور توربوجت
: شماتیک با نمادهای اجزای مناسب اضافه شده است.
نیروی رانش را با یافتن $ u_{\textrm{exit}/}u_0$ بر حسب $ \theta_0$، نسبت‌های دما و غیره بیابید.
از تعادل قدرت برای مرتبط کردن پارامترهای توربین با پارامترهای کمپرسور استفاده کنید
از تعادل انرژی در سرتاسر محفظه احتراق استفاده کنید تا افزایش دمای محفظه احتراق را با سرعت جریان سوخت و محتوای انرژی سوخت مرتبط کنید.
ابتدا عبارات thrust و Isp را بنویسید:
$\displaystyle F = \dot{m} [(1+ f)u_7 - u_0]+(p_7-p_0)A_7,$
که در آن $ f$ نسبت جریان جرم سوخت به هوا است،
$ f$ is the fuel/air mass flow ratio,
$\displaystyle F = \dot{m}(u_7-u_0) \quad \Rightarrow \quad \frac{F}{\dot{m}a_0} = M_0\left[\frac{u_7}{u_0}-1\right] \quad \textrm{(can neglect fuel)},$
و
$\displaystyle \textrm{Isp} = \frac{F}{\dot{m}_f g} = \frac{F}{g f \dot{m}}.$
اکنون باید جبر کمی انجام دهیم تا این عبارات را به اشکال مفیدتری تغییر دهیم. ابتدا یک عبارت برای سرعت خروج می نویسیم:
$\displaystyle \frac{u_7}{u_0} = \frac{M_7}{M_0}\sqrt{\frac{\gamma R T_7}{\gamma R T_0}}\approx \frac{M_7}{M_0}\sqrt {\frac{T_7}{T_0}}.$
با اشاره به اینکه
$\displaystyle \frac{T_{t7}}{T_7} =T\left(1+ \frac{\gamma-1}{2}M_7^2\right),$

ما میتوانیم بنویسیم
$\displaystyle =T_{t0}(\tau_d \tau_c \tau_b \tau_T \tau_n)$
$\displaystyle = T_0\left(1+\frac{\gamma-1}{2}M_0^2\right)\tau_c\tau_b\tau_T.$
بدین ترتیب
$\displaystyle T_{t7} = T_0 \theta_0 \tau_c \tau_b \tau_T,$ )
که دمای خروجی را تابعی از دمای ورودی، عدد ماخ و تغییرات دما در هر جزء بیان می کند. اکنون فشار در خروجی را به روشی مشابه می نویسیم:
$\displaystyle P_{t7}$ $\displaystyle = P_0\left(1 +\frac{\gamma-1}{2}M_0^2\right)^\frac{\gamma}{\gamma-1} \pi_d \pi_c\pi_b\pi_T\pi_n$
$\displaystyle = p_0 \delta_0 \pi_c \pi_T.$
از آنجا که
$\displaystyle P_{t7}$ $\displaystyle = P_7 \left(1+\frac{\gamma-1}{2}M_7^2\right)^\frac{\gamma}{\gamma-1}$
و
$\displaystyle p_7$ $\displaystyle = p_0$
ما نوشتیم
$\displaystyle \left(1+\frac{\gamma-1}{2}M_7^2\right)^\frac{\gamma}{\gamma-1} = \delta_0 \pi_c \pi_T,$
و سپس این را با عبارت ما برای دما برابر کنید:
$\displaystyle 1+\frac{\gamma-1}{2}M_7^2 = \delta_0^\frac{\gamma-1}{2}\pi_c^\fra...
...T^\frac{\gamma-1}{2} = \theta_0 \tau_c \tau_T \left(=\frac{T_{t7}}{T_7}\right),$
و
$\displaystyle M_7 = \sqrt{\frac{2}{\gamma-1}}\left(\theta_0 \tau_c \tau_T -1\right)^\frac{1}{2}$
اکنون به مسیر عبارت خود برای $ u_7/u_0$ ادامه می دهیم.
$\displaystyle \frac{T_7}{T_0} = \frac{T_7}{T_{t7}}\frac{T_{t7}}{T_0} = \frac{\theta_0 \tau_c \tau_b \tau_T}{\theta_0 \tau_c \tau_T} = \tau_b$
$\displaystyle \frac{T_7}{T_0} = \frac{T_7}{T_{t7}}\frac{T_{t7}}{T_0} = \frac{\theta_0 \tau_c \tau_b \tau_T}{\theta_0 \tau_c \tau_T} = \tau_b$
$\displaystyle \theta_0 = 1 +\frac{\gamma-1}{2}M_0^2 \quad \Rightarrow \quad M_0^2 = \frac{2}{\gamma-1}\left(\theta_0 - 1\right).$
حالا دو قدم مانده ایم. ابتدا $ \tau_c$ را برحسب $ \tau_T$ می نویسیم، با توجه به اینکه آنها با شرطی مرتبط هستند که توان مصرفی کمپرسور با توان استخراج شده توسط توربین برابر باشد. دوم، نسبت دمای مشعل را بر حسب دمای خروجی مشعل قرار می دهیم ($ T_{t4}$ یا به طور خاص $ \theta_T = T_{t4}/T_0$ ) زیرا این داغ ترین نقطه در موتور است و یک معیار مکرر برای قضاوت در مورد طرح های مختلف است.
معادله انرژی جریان ثابت بیان می کند
$\displaystyle \dot{m} \Delta h_t = \dot{q} - \dot{w}_s.$
با فرض اینکه کمپرسور و توربین آدیاباتیک هستند، پس
$\displaystyle \dot{m}\Delta h_t = -\textrm{نرخ کار شفت انجام شده توسط سیستم}=\textrm{نرخ کار شفت انجام شده در سیستم}.$
از آنجایی که شفت توربین به شفت کمپرسور متصل است
$\displaystyle \dot{m}_c c_{p,c} (T_{t3} - T_{t2}) = \dot{m}_T c_{p,T}(T_{t4} - T_{t5}) $
با فرض یکسان بودن جریان جرمی و گرمای ویژه بین کمپرسور و توربین، می توان آن را به صورت بازنویسی کرد.
$\displaystyle \left(\frac{T_{t3}}{T_{t2}}-1\right)\frac{T_{t2}}{T_0} = \left(\frac{T_{t
4}}{T_0}\right)\left(1-\frac{T_{t5}}{T_{t4}}\right)،$
جایی که
$\displaystyle \frac{T_{t2}}{T_0} = \tau_d \theta_0 = \theta_0,$
بنابراین
$\displaystyle (\tau_c-1)\theta_0 = \theta_T(1-\tau_T)$
یا
$\displaystyle \tau_T = 1 - \frac{\theta_0}{\theta_T}(\tau_c-1).$
این اولین گام بود که افزایش دما در سراسر توربین را به سطح کمپرسور مرتبط کرد. مرحله باقیمانده نوشتن افزایش دما در سرتاسر محفظه احتراق بر حسب $ \theta_t =T_{t4}/T_0$ است.
$\displaystyle \tau_b = \frac{\theta_T}{\theta_0 \tau_c}$
و برای موتور با پس سوز
$\displaystyle \tau_b = \frac{\theta_a}{\theta_T \tau_T}.$

اکنون عبارات خود را با $ \tau_b$، و $ \tau_T$ را در عبارت خود برای $ u_7/u_0$، و در نهایت به اولین عبارتی که برای thrust نوشتیم، جایگزین می کنیم، دریافت می کنیم:
$ u_7/u_0$ .
$\displaystyle \frac{T_7}{T_0} = \frac{T_7}{T_{t7}}\frac{T_{t7}}{T_0} = \frac{\theta_0 \tau_c \tau_b \tau_T}{\theta_0 \tau_c \tau_T} = \tau_b$
این چیزی است که ما به دنبال آن بودیم، بیانی برای رانش از نظر پارامترهای مهم طراحی و پارامترهای پرواز:
$\displaystyle \frac{F}{\dot{m}a_0} = f(M_0,\tau_c,\theta_T).$
با جمع و تفریق مقدار
$\displaystyle \frac{2\theta}{\gamma-1}\left(\frac{\theta_T}{\theta_0 \tau_c}\right)،$
ممکن است این نوشتن را به شکل دیگری بنویسیم که اغلب استفاده می شود
$\displaystyle \frac{F}{\dot{m}a_0} = \sqrt{\frac{2\theta_0}{\gamma-1}\left(\fra...
...{\theta_0\tau_c}-1\right)(\tau_c-1)+\frac{\theta_T M_0^2}{\theta_0\tau_c}}-M_0.$
تصویر

ارسال پست