چرخه گرمایی جت

مدیران انجمن: javad123javad, parse

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamjpl

نام: Roham Hesami

محل اقامت: Tehran, Qeytariyeh

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 925

سپاس: 595

جنسیت:

تماس:

چرخه گرمایی جت

پست توسط rohamjpl »

چرخه کار
چرخه کار ایده آل
کارآیی ایده آل
کار ایده آل
افزایش کار
چرخه کار واقعی
بهره وری واقعی
عملیات واقعی
چرخه کار ایده آل
چرخه کار موتور جت تا حد زیادی شبیه موتور پیستون است ، با تفاوت اصلی این که احتراق در موتور پیستون در حجم ثابت انجام می شود ، در حالی که احتراق در موتور جت تحت فشار ثابت انجام می شود. در موتور پیستونی ، جذب ، فشرده سازی ، احتراق ، انبساط و تخلیه به ترتیب انجام می شود زیرا پیستون در تمام مراحل دخیل است. در موتور جت (به استثنای پالس جت) ، همه این مراحل به طور همزمان و پیوسته در تعدادی از اجزای مختلف انجام می شود.
عملکرد ایده آل موتورهای جت با چرخه Brayton توصیف می شود و می تواند در فرایندهای ترمودینامیکی زیر تجزیه شود:

[1 - 2] فشرده سازی آدیاباتیک
[2 - 3] احتراق ایزوباریک
[3 - 4] گسترش آدیاباتیک
[4 - 1] رد حرارت ایزوباریک
برای تحقق این تغییرات ، موتور جت باید مجهز به ورودی ، کمپرسور ، محفظه احتراق ، توربین و نازل خروجی باشد. Isobaric به فرایندی اشاره دارد که تحت فشار ثابت انجام می شود ، در حالی که adiabatic به فرایندی اشاره می کند که طی آن هیچ انتقال گرما بین سیستم و محیط رخ نمی دهد.
چرخه کاری ایده آل
هوا از طریق ورودی به موتور وارد می شود زیرا کمپرسور آن را می مکد و با استفاده از هندسه بهینه ، آرایش و سرعت چرخش آن را فشرده می کند [1-2].
هوای فشرده وارد محفظه احتراق می شود که در آن سوخت پاشیده می شود و مخلوط احتراق می شود. در حالت ایده آل ، فرآیند احتراق ایزوباریک است
گازهای خروجی وارد توربین شده و با وارد آوردن نیرو به روتورها باعث چرخش آنها می شود. چرخش توربین متعاقباً کمپرسور را در محور/محورهای مشترک بین قرقره ها می چرخاند. به این ترتیب ، بخشی از انرژی برداشت شده و برای تغذیه کمپرسور مورد استفاده قرار می گیرد [3-5].
تخلیه نهایی از طریق نازل اگزوز در جایی که فشار و دما کاهش می یابد انجام می شود ، اما با خروج از موتور سرعت افزایش می یابد [5-4]. هنگامی که گازهای خروجی از موتور خارج می شوند ، بقیه فرایند دفع حرارت در اتمسفر اتفاق می افتد ، که توسط خطوط تیره مشخص شده است.
به منظور دستیابی به حالتهای چرخه Brayton ، الزامات زیر باید رعایت شود:
کمپرسور ، توربین و بدنه مربوطه باید به گونه ای تولید شوند که امکان فشرده سازی و انبساط آدیاباتیک را فراهم کند (یعنی کاملاً عایق باشد تا انتقال حرارت صورت نگیرد)
احتراق باید تحت شرایط فشار ثابت انجام شود
قانون گاز ایده آل باید در کل محدوده دما معتبر باشد
البته ، برآورده ساختن کامل هر سه شرط غیرممکن است و در حقیقت ، ثابت خواهیم کرد که چرخه واقعی کار در بسیاری از جنبه ها متفاوت است. برای اینکه بتوانیم این تفاوت ها را کمی کنیم ، از نمودار دما-آنتروپی (T-S) که در بالا نشان داده شده است استفاده می کنیم که می توانیم روابط زیر را با استفاده از ترمودینامیک اساسی بدست آوریم:
فشرده سازی آدیاباتیک
$\dfrac{T_2}{T_1}=\left(\dfrac{P_2}{P_1}\right)^\dfrac{\gamma-1}{\gamma}$
$\gamma$کجاست:
$\gamma=\frac{C_P}{C_V}$
و CP به عنوان ثابت حرارت مخصوص فشار ثابت (یعنی مقدار حرارت مورد نیاز برای بالا بردن درجه حرارت جرم 1 کیلوگرم به میزان یک درجه سانتیگراد در فشار ثابت) تعریف می شود و CV ثابت حرارت مخصوص حجم ثابت است.
سپس کار این است:
$W_{12}=C_V\cdot (T_2-T_1)$
احتراق ایزوباریک
P2 = P3
و گرمای تولید شده عبارت است از:
$Q=C_P\cdot (T_3-T_2)$
گسترش آدیاباتیک
$\dfrac{T_3}{T_4}=\left(\dfrac{P_3}{P_4}\right)^\dfrac{\gamma-1}{\gamma}$
و کار این است:
$W_{34}=C_V\cdot (T_3-T_4)$
کارآیی ایده آل
کارآیی ایده آل را می توان به صورت زیر تعریف کرد:
$\eta=\dfrac{W_{out}}{Q_{in}}=\dfrac{W_{34}-W_{12}}{Q_{23}}$
و با در نظر گرفتن P1 = P4 ، می توان آن را به ترتیب زیر تنظیم کرد:
$\eta=1-\dfrac{T_1}{T_2}=1-\dfrac{T_4}{T_3}=1-\dfrac{1}{R^{(\gamma-1)/\gamma}}$
جایی که R نشان دهنده نسبت فشرده سازی $R=\dfrac{P_2}{P_1}$است
این رابطه نشان می دهد که کارایی بستگی به نسبت تراکم به تنهایی دارد و نه دمای احتراق ، که البته در موتورهای واقعی چنین نیست.
کار ایده آل
بنابراین ، ما می توانیم کار مفید را به شرح زیر تعریف کنیم:
$W=C_V(T_3-T_4)-C_V(T_2-T_1) \Leftrightarrow$
$C_V\times T_1 \bigg[ \dfrac{T_3}{T_1}\left(1-\dfrac{T_4}{T_3}\right)-\left(\dfrac{T_2}{T_1}-1 \right) \bigg] \Leftrightarrow$
$C_V\times T_1 \bigg[ \dfrac{T_3}{T_1}\left(1-\dfrac{T_4}{T_3}\right)-\left(\dfrac{T_3}{T_4}-1 \right) \bigg] \Leftrightarrow$
$C_V\times T_1 \bigg[ \dfrac{T_3}{T_1}\left(1-\dfrac{1}{R^{(\gamma-1)/\gamma}}\right)-\left(R^{(\gamma-1)/\gamma}-1 \right) \bigg]$
این نشان می دهد که کار مفید تابعی از دمای احتراق T3 و نسبت تراکم R. است. بنابراین ، موارد زیر را می توان از نظر تئوری نتیجه گرفت:
هنگامی که T2 = T4 باشد ، کار مفید حداکثر می شود
برای یک R معین ، کار با افزایش T3 افزایش می یابد
برای یک T3 معین ، کار دارای مقدار R بهینه است- افزایش بیشتر آن منجر به کاهش کار مفید می شود.
نسبت کار نسبت به فشرده سازی
افزایش کار
کار را می توان با مساحت نمودار چرخه کار بین نقاط (1-2-3-4-1) محاسبه کرد. خط 1-4 مربوط به فشار جوی و 2-3 مطابق با حداکثر فشار فشاری است که توسط موتور مربوطه قابل دستیابی است.
با در نظر گرفتن این موارد ، می توانیم دو محدودیت زیر را ایجاد کنیم. نقطه 1 با شرایط جوی مطابقت دارد و نقطه 3 نیز ثابت است زیرا به حداکثر فشار قابل دستیابی و حداکثر دما بستگی دارد
مواد استفاده شده می توانند با خیال راحت مقاومت کنند. متعاقباً ، بهینه سازی چرخه بر روی تغییر نقاط 2 و 4 است که برای دستیابی به آن سه گزینه اصلی وجود دارد:
استفاده از سوزاندن یا گرم کردن مجدد
استفاده از اینترکولر
استفاده از بازسازی برای افزایش بیشتر دمای هوا قبل از ورود به محفظه احتراق
بعد از سوختن
در یک مشعل پس از سوخت ، سوخت اضافی پس از خروج از توربین در مخلوط گاز خروجی تزریق می شود. احتراق این مخلوط منجر به افزایش سرعت گازهای خروجی می شود. اکسیژن مورد نیاز برای این احتراق ثانویه عمدتاً از هوای بدون سوختگی و خونریزی که قبلاً برای خنک کردن قسمتهای موتور استفاده می شد و دوباره وارد جریان اصلی می شود ، می آید.
از نظر تئوری ، کار تولید شده در موارد زیر به حداکثر می رسد:
$\dfrac{T_3}{T_1}=\sqrt{\dfrac{T_2}{T_1}}$
با این حال ، راندمان احتراق در پس سوز نسبتاً پایین است ، که باعث می شود بازده کلی کمتر از چرخه کار ساده باشد. هر چند افزایش عملکرد می تواند قابل توجه باشد و استفاده از یک مشعل پس از سوخت می تواند فشار استاتیک را تا 70 افزایش دهد.
خنک کننده
در حین خنک سازی ، فرآیند فشرده سازی به دو قسمت تقسیم می شود و هوای فشرده بین این قسمت ها سرد می شود. خنک کردن هوا قبل از اینکه دوباره فشرده شود ، درجه حرارت را به حالت اولیه می رساند. خنک کردن هوا را می توان با معرفی مبدل حرارتی یا اسپری کردن الکل که گرما را هنگام تبخیر جذب می کند ، درک کرد.
از نظر تئوری ، کار تولید شده را می توان از طریق ناحیه 1-2-3-4-5-6 در شماتیک زیر یافت و در موارد زیر به حداکثر می رسد:
$\sqrt{\dfrac{T_2}{T_1}}=\dfrac{T_4}{T_3}$
اینترکولرهایی مانند موارد ذکر شده در بالا در موتورهای هواپیما یافت نمی شوند زیرا وزن و پیچیدگی اضافی با برخی از دستاوردهای خروجی کار مقابله می کند ، بنابراین برای موتورهای ایستا مناسب تر است. با این حال ، این اصل در موتورهای مفهومی مانند موتور SABER کاربرد دارد و شامل خنک کننده فوق العاده هوای ورودی قبل از ورود به کمپرسور است.
بازآفرینی
در تنظیمات بازسازی ، مقداری از انرژی گازهای خروجی داغ برای افزایش دمای هوای فشرده قبل از ورود به محفظه احتراق استفاده می شود. برای شروع ، این امر ممکن است انجام شود زیرا T4 بزرگتر از T2 است.
با استفاده از بازسازی ، بازده چرخه کار به شرح زیر افزایش می یابد:
$\eta=\dfrac{C_P(T_3-T_4) - C_P(T_2-T_1)}{C_P(T_3-T_5)}$
که می توان آن را ساده کرد:
$\eta=1-\dfrac{T_2}{T_3}$
این نشان می دهد که تغییر کارایی هم به دمای فشرده سازی و هم به دمای احتراق بستگی دارد. کار تولید شده از نظر تئوری با افزایش بازده هنگام استفاده از بازسازی یکسان است. در حقیقت ، این کار به دلیل اتلاف انرژی ناشی از گرمایش هوای فشرده اندکی افت می کند.
افزایش کارتصویر
چرخه کار واقعی
درواقع ، برآورده ساختن تمام الزامات یک چرخه کاری ایده آل غیرممکن است. این موارد را می توان به صورت زیر خلاصه کرد:
فشرده سازی هوا در کمپرسور و انبساط آن در توربین به دلیل اصطکاک و تلفات حرارتی نمی تواند به صورت آدیاباتیک انجام شود.
در هنگام احتراق ، فشار به دلیل مقاومت در برابر جریان کاهش می یابد.
کمپرسور برای چرخش با سرعت معین به انرژی بیشتری نسبت به نیاز تئوری محاسبه شده نیاز دارد.
سایر سیستم ها ، از جمله ژنراتور ، پمپ ها ، سیستم های کمکی و غیره نیز به مقداری انرژی نیاز دارند که باید از توربین استخراج شود.
دمای خاص گرمای هوا با گازهای خروجی متفاوت است و با دمای موتور متفاوت است. علاوه بر این ، γ ثابت نمی ماند و با تغییرات دما تغییر می کند.
در درجه اول به دلایل بالا ، چرخه واقعی کار کاملاً متفاوت از حالت ایده آل است. اکنون منابع مختلف تلفات انرژی و کارایی هایی که آنها را تعریف می کند را بررسی خواهیم کرد.
تلفات کمپرسور
بخش زیادی از انرژی که کمپرسور از فن دریافت می کند به فشرده سازی هوا کمک نمی کند و در اثر اصطکاک به گرما تبدیل می شود. در نتیجه ، دمای هوای خروجی از کمپرسور بیشتر از محاسبه شده از نظر تئوری است.
به منظور برآورد اتلاف انرژی در این مورد ، کارایی کمپرسور معرفی می شود که برابر است با کسری از کار کمپرسور ایده آل نسبت به کار کمپرسور واقعی.
برای مرجع ، این مقدار برای موتورهای جت با کمپرسورهای گریز از مرکز 0.80 پوند و برای کمپرسورهای محوری 0.85 پوند است.
تلفات توربین
به همان دلایلی که در بالا توضیح داده شد ، کار استخراج شده از گازهای خروجی در حین انبساط آنها در توربین و نازل خروجی کمتر از ایده آل است. علاوه بر این ، دمای خروجی نیز در واقعیت بالاتر است.تصویر
به منظور برآورد اتلاف انرژی در این مورد ، بازده توربین معرفی می شود که برابر با کسری از کار واقعی توربین نسبت به کار توربین ایده آل است.
تلفات احتراق
طرحهای مختلفی برای محفظه احتراق وجود دارد که هدف آن بهبود مخلوط سوخت با هوای فشرده و بهینه سازی فرایند احتراق است ، اما همه آنها در برابر جریان مقاومت می کنند. در نتیجه ، اندکی افت فشار در طول محفظه مشاهده می شود ، در حالی کهch می تواند تا 8 high باشد.
ضررهای چرخه
تلفات مکانیکی
با انتقال نیرو از توربین به کمپرسور از طریق یک یا چند محور ، تلفات مکانیکی ناشی از اصطکاک وارد عمل می شود. یاتاقان ها و چرخ دنده ها ، در صورت لزوم ، می توانند تأثیر قابل توجهی در این مورد داشته باشند. این تلفات به طور معمول از 1٪ توان تولیدی تجاوز نمی کند و بازده 0.99 را به همراه دارد.
تغییرات حرارتی خاص
مقدار CP با افزایش دما افزایش می یابد. برای مرجع ، می تواند از 1.00 کیلوژول بر کیلوگرم درجه سانتی گراد (0.24 BTU/lb ° F) برای هوا در شرایط جوی تا 1.23 کیلوژول بر کیلوگرم درجه سانتی گراد (0.30 بی تی یو/پوند درجه فارنهایت) برای هوا در دمای 1500 درجه سانتیگراد متغیر باشد. علاوه بر این ، شایان ذکر است که ظرفیت گرمایی خاص نیز تحت تأثیر نسبت سوخت به هوا مخلوط احتراق است.
با این حال ، با افزایش دما ، مقدار γ کاهش می یابد. در بسیاری از محاسبات ، استفاده از مقدار$\gamma=1.40$ برای فشرده سازی و $\gamma=1.33$ برای احتراق و انبساط قابل قبول است.
به همین دلیل و سایر دلایل ارائه شده در بالا ، ما نیاز به ایجاد یک نمودار چرخه جدید داریم. حتی اگر یک نماینده در زیر نشان داده شده است ، می تواند به طور قابل توجهی متفاوت باشد زیرا بازده در اجزای مختلف در موتورهای مختلف متفاوت است.
چرخه کار واقعی
بهره وری واقعی
محاسبه کارایی یک موتور واقعی به دلیل تعداد ناکارآمدی های موجود و مشکل در برآورد دقیق برخی از آنها ، کار پیچیده ای است. با این حال ، نکات کلیدی زیر را می توان برجسته کرد:
با افزایش نسبت تراکم ، بازده واقعی افزایش می یابد
کارایی کمپرسور و توربین در افزایش کارایی واقعی کلی بسیار مهم است
بازده کلی با افزایش نسبت $\frac{T_3}{T_1}$افزایش می یابد (یا با کاهش T3 ، با افزایش T1 یا ترکیبی از هر دو با وابستگی آب و هوا و ارتفاع)
برای دمای احتراق T3 ، بازده در نسبت تراکم خاص به حداکثر خود می رسد. افزایش این نسبت منجر به کاهش کارایی می شود که در زیر نیز مورد بحث قرار می گیرد.
نسبت بهره وری در مقابل فشرده سازی
کار مفید تفاوت بین کل انرژی در موتور منهای انرژی مصرف شده در توربین برای حرکت کمپرسور است. با افزایش نسبت فشرده سازی ، کارایی کمپرسور افزایش می یابد ، در حالی که با افزایش دمای T2 در خروجی کمپرسور ، اندکی نیاز به سوخت کاهش می یابد. برای یک T3 معین ، افزایش فشرده سازی از یک نقطه مشخص ، کار فشرده سازی را افزایش می دهد که نسبتاً بیشتر از فایده ناشی از افزایش T2 است. در نتیجه ، بازده کلی کاهش می یابد.
عملیات واقعی
برای راه اندازی موتور ، لازم است از نوعی نیروی خارجی برای ایجاد چرخش اولیه و سپس جریان در موتور استفاده شود. واحد قدرت کمکی (APU) یک موتور جت کوچک است که معمولاً در دم هواپیماهای غیرنظامی یافت می شود و می تواند به صورت الکتریکی راه اندازی شود و سپس قادر است موتورهای اصلی را به صورت مکانیکی روشن کند.
هوا تحت فشار ثابت قرار می گیرد و سپس به سمت محفظه های احتراق هدایت می شود. در حقیقت ، هوایی که از هر محفظه احتراق عبور می کند به طور قابل توجهی بیشتر از مقدار هوای مورد نیاز برای احتراق است. در موتورهای جت ساده تر ، نسبت هوا به سوخت به وزن 60: 1 بود ، در حالی که مقدار مورد نیاز تقریباً 14: 1 است. در موتورهای بای پس زیاد ، مقدار هوا مکش شده البته بیشتر است ، اما همه هوا فشرده و سوزانده نمی شود.
در محفظه های احتراق ، سوخت تحت فشار زیاد تزریق می شود و مخلوط به دلیل درجه حرارت بالا مشتعل می شود. شمع در هنگام راه اندازی فقط برای شروع احتراق استفاده می شود. دمای احتراق واقعی می تواند تا 1800 درجه سانتی گراد باشد ، اما مخلوط کردن با جریان خون/خنک کننده این را به حدود 1000 درجه سانتی گراد می رساند.
گازهای خروجی وارد توربین می شوند که بخشی از انرژی آنها را به منظور حرکت کمپرسور و/یا فن ، در صورت لزوم ، جذب می کند.
قسمت دوم انبساط در نازل اگزوز صورت می گیرد ، که جریان را تا سرعت 1400 مایل بر ساعت سرعت می بخشد.
برای یک موتور جت متوسط ​​، لازم است حدود 0.5 کیلوگرم (1.1 پوند) هوا در ثانیه بمکد تا حدود 200 نیوتن متر (45 پوند وزن) تولید شود. برعکس ، برای فشرده سازی 0.5 کیلوگرم هوا به 75 کیلووات (100 اسب بخار) قدرت نیاز است. این بدان معناست که یک موتور 5000 lbf (22.2 kN) به حدود 45 کیلوگرم هوا در ثانیه نیاز دارد در حالی که کمپرسور به حدود 7.5 مگاوات (10100 اسب بخار) نیاز دارد.
در نهایت ، نمودار زیر تغییرات فشار ، سرعت و دما را در یک موتور بدون بای پس نشان می دهد.
PVT در سراسر موتور.I hope I help you understand the question. Roham Hesami smile072 smile261 smile260 رهام حسامی ترم چهارم مهندسی هوافضا
تصویر

ارسال پست