من در یک آزمایشگاه احتراق هستم و در حال انجام آزمایشات روی یک موتور توربوجت هستیم. با این حال، من در محاسبه سرعت خروج و قدرت کمپرسور/توربین موتور مشکل دارم.
خروجی نازل را در نظر بگیرید، جایی که گازهای خروجی اگزوز می روند. با فرض 100% راندمان آدیاباتیک نازل و اعمال قانون اول ترمودینامیک
$ \frac{u_e^2}{2} = h_{0e}-h_e = c_{p,N}(T_{0e}-T_e)=c_{p,N}T_{0e}[1-(p_a/p_{0e})^{(\gamma_n - 1)/\gamma_n}], $
با فرض pe=pa، فشار محیط. در آزمایشگاه، ترموکوپل‌هایی را راه‌اندازی کرده‌ایم که دما و فشار راکد در خروجی و همچنین شرایط محیط را اندازه‌گیری می‌کنند. با این حال، مشکل من این است که من نمی دانم گرمای ویژه گازهای موجود در نازل را از کجا می توانم cp,N دریافت کنم. من در یک کتاب مرجع جستجو کردم که میانگین نسبت گرمای ویژه γn=1.36 است، اما این هنوز گرمای خاصی را که نیاز دارم به من نمی دهد زیرا من ثابت گاز خاص R را برای این گازها نمی دانم. برای مرجع، این یک توربوجت SR-30 با سوخت جت A است.
در ضمن من در محاسبه خروجی های برق همین مشکل را دارم. با فرض اینکه تمام نیروی توربین به کمپرسور منتقل می شود،
$\dot{W_T} = (\dot{m_a} + \dot{m_f})c_{p,T}(T_{04}-T_{05})=\dot{m_a}c_{p,C}(T_{03}-T_{02}) = \dot{W_C}$
باز هم، من هیچ سرنخی ندارم که گرمای ویژه چیست، فقط نسبت آنها. آیا راهی وجود دارد که بتوانم این مقادیر را محاسبه کنم یا آنها را در جایی جستجو کنم؟ یا حتی ثابت های گاز خاص را در جایی پیدا کنید؟R یا R* ثابت گاز جهانی، 8.3143 ژول/K-mol است. ثابت گاز r برای یک گاز خاص، یا ثابت گاز خاص به صورت r = R/m محاسبه می شود که m وزن مولکولی گاز مورد نظر است.hope I helped you understand the question. Roham Hesami, sixth
semester of aerospace engineering
رهام حسامی ترم ششم مهندسی هوافضا
ا
