هوافضا

[rohamavation]

انواع کمپرسور جت

اصول اولیه
من تمام مدلهای کمپرسور اینچا شرح میدم مقدمه ابتدایی
پره‌های ایمپلر و دیفیوزر
پروانه یا ایمپلر (impeller/impellor/impellar) روتور یا قطعه دواری است که در پمپ‌ها (pumps) برای برای افزایش فشار و دبی سیال به کار می‌رود.
ایمپلر قطعه یک دوار پمپ‌های سانتریفوژ (centrifugal pumps) است که معمولا از آهن، فولاد، برنز، برنج، آلومینیوم یا پلاستیک ساخته می‌شود و به وسیله شتاب دادن سیال به سمت خارج از مرکز چرخش، انرژی را از موتوری(motor) که پمپ را به حرکت در می‌آورد به سیال پمپ شده منتقل می‌کند. سرعتی که به وسیله ایمپلر به دست آمده است،‌ به علت محدود شدن حرکت رو به خارج سیال به وسیله محفطه پمپ،‌ به شتاب تبدیل می‌شود.
ایمپلرها معمولا دارای استوانه‌های کوتاه هستند که ورودی آن که چشم (eye) پمپ نامیده می‌شود باز است تا سیال وارد آن شود؛ همچنین پره‌هایی (vanes) برای هل دادن شعاعی سیال و یک خار مارپیچی و یا سوراخ رزوه‌دار برای درگیر شدن با شافت راننده وجود دارد. تعداد پره‌های (vane) ایمپلر می‌تواند از 1 تا 10 و بیش‌تر متغیر باشد. بازه سرعت آنها بسیار گسترده است: از کم‌تر از 30 تا بیش از 3000 rpm.
پمپ‌های ایمپلری برای حرکت دادن سیالات غیر خالص عالی هستند زیرا به راحتی دچار گرفتگی (clog) نمی‌شوند. برای سیالات بسیار ناخالص مانند لجن (sludge)، گاهی از نوع تک پره‌ای آن استفاده می‌شود.[
تقریبا غیر ممکن است که یک ایمپلر تک پره‌ای (single vane impeller) دچار گرفتگی شود؛ به همین جهت معمولا برای مایعاتی که دارای مواد جامد معلق هستند به کار می‌رود.
در ایمپلر دابل لوب (double lobe impeller) با داشتن تنها دو پره، ریسک گرفتگی در اثر مواد خارجی درون سیال پمپ شده، نسبت به پمپ‌هایی که پره بیشتری دارند کاهش می‌یابد.
این پمپ‌های تک پره‌ای و دابل لوب برای لجن و دیگر سیالات آلوده مناسب هستند.
می‌توان راندمان پمپ‌های ایمپلری را با افزودن پره‌های ساکن در دیفیوزر پمپ آن افزایش داد. پمپ‌های ایمپلری دیفیوزری(impeller diffuser pump) بزرگ می‌توانند به راندمان در حد 90 درصد نیز برسند.
تعداد پره‌های دیفیوزر با تعداد پره‌های ایمپلر متفاوت است؛ در نتیجه لبه‌های همه پره‌های ایمپلر همزمان به لبه‌های همه پره‌های دیفیوزر نزدیک نمی‌شوند. این امر باعث جلوگیری از ضربه و نوسان و فشارهای تجمیعی می‌گردد.
توربوشارژرهایی (turbochargers) وجود دارند که از هیچ دیفیوزری استفاده نمی‌کنند.
کلکتور
کلکتور (collector) یک کمپرسور سانتریفوژ می‌تواند دارای اشکال و فرم‌های مختلفی باشد. زمانی که دیفیوزر به یک محفظه بزرگ خالی تخلیه می‌شود، ممکن است کلکتور به نام پلنیوم (Plenum) خوانده شود. زمانی که دیفیوزر به قطعه‌ای شبیه به حلزون یا شاخ گاو تخلیه می‌شود، به کلکتور حلزونی (volute) یا اسکرال (scroll) گفته می‌شود. هدف از کلکتور جمع‌آوری جریان از خروجی دیفیوزر و تحویل این جریان به یک لوله پایین‌دست است. کلکتور و لوله هر کدام می‌توانند دارای ولو (valves) و ابزار دقیق کنترل کمپرسور باشند.
برش یک توربوشارژر سانتریفوژ که کمپرسور سانتریفوژ به رنگ آبی در سمت راست و توربین به رنگ قرمز در سمت چپ مشخص هستند
خش ثابت یا استاتور (stator section) از یک پمپ سانتریفوژ، بعد از آن که جریان از ایمپلر (impeller) خارج می‌شود، یک دیفیوزر (diffuser) یا حلزونی (volute) است. هدف از هر یک از این دو نوع استاتور این است که با کارایی مناسبی انرژی سرعتی را به فشار تبدیل کنند.
دیفیوزرها به وسیله تعدادی مسیر واگرای متقارن شعاعی در اطراف ایمپلر شناخته می‌شوند. یک حلزونی و یا یک کلکتور حلقه‌ای پشت سر دیفیوزر قرار می‌گیرند.
دیفیوزر پمپ
حلزونی‌ها اغلب توسط یک یا دو مسیر واگرای قیف مانند مشخص می‌شوند که اطراف ایمپلر را احاطه کرده است. برخی از استاتورهای حلزونی با چند ورودی ممکن است دیفیوزر نامیده شوند. با افزایش مساحت مقطع، حلزونی سرعت مایع را کاهش و فشار آن را افزایش می‌دهد. حلزونی با افزایش سطح مقطع خود، انرژی جنبشی سیال را به فشار تبدیل می‌کند.
حلزونی پمپ
برای فشارهای بالای بین بیرینگ‌ها (bearings) در پمپ‌های چند مرحله‌ای (multi-stage pumps)، طرح‌های دیفیوزری در مقایسه با طرح‌های حلزونی جمع و جورتر هستند. به طور کلی فشردگی باعث کاهش اندازه پمپ و کاهش هزینه‌ متریال و ساخت می‌شود.
دیفیوزر پمپ چند مرحله‌ای
معمولا دیفیوزرها به صورت قطعات یک تکه و یا دو تکه که به محفظه پمپ متصل شده‌اند، طراحی می‌شوند. دیفیوزرها قطعات ماژولار می‌باشد. برای یک کیسینگ مشخص پمپ، انواع مختلفی از مسیرهای دیفیوزری را می‌توان طراحی کرد تا بازه وسیعی از شرایط کارکردی را پوشش دهند.
حلزونی پمپ
برای یک پمپ سانتریفوژ یک مرحله‌ای، طرح دیفیوزری گران‌تر است زیرا رینگ دیفیوزر یک قطعه اضافی است که باعث افزایش ماشین‌کاری بر روی کیسینگ می‌شود. کیسینگ باید همچنان وظیفه جمع‌آوری و انتقال جریان از دیفیوزر به نازل خروجی را بر عهده داشته باشد. صرف نظر از این که این کار چگونه انجام شود، دیفیوزر مزیت نسبی کمی در اندازه یک پمپ تک مرحله‌ای ایجاد می‌کند.
طرح‌های دیفیوزری اغلب در مقایسه با انواع حلزونی، در دبی جریان بهترین کارایی (best efficiency) کاراتر هستند. همچنین می‌توان یک دیفیوزر سفارشی را برای کاربرد مد نظر ساخت تا راندمان را برای یک نقطه کاری خاص به حداکثر رساند.
دیفیوزرها در نرخ‌های جریان خارج از پیک که پمپ بخش زیادی از زمان را در آن کار می‌کند، راندمان کم‌تری دارند. تفاوت راندمان ممکن است قابل توجه نباشد، مگر این که توان پمپ بالا باشد، در این حالت کاربر باید بین هزینه‌های کم‌تر متریال و حمل پمپ‌های دیفیوزری و سود ناشی از افزایش راندمان در پمپ‌های حلزونی انتخاب نماید.
یکی از اهداف اصلی پوسته حلزونی (volute casing)، کمک برای متوازن کردن فشار هیدرولیک بر روی شافت پمپ می‌باشد. البته این امر در شرایطی که پمپ با ظرفیت مورد توصیه سازنده کار می‌کند، بهتر اتفاق می‌افتد. کارکرد پمپ‌های حلزونی شکل در ظرفیت کمتر از مقدار توصیه شده، می‌تواند باعث ایجاد تنش‌های فرعی بر روی شافت پمپ شود و فرسایش آب‌بندی‌ها (seals)، بیرینگ‌ها (bearings) و خود شافت را در پی خواهد داشت.
نیروی شعاعی وارد بر ایمپلر در اثر یک توزیع فشار محیطی غیر یکنواخت ایجاد می‌شود که طراحی استاتور نقش مهمی را در آن بازی می‌کند. برای برخی از کاربردها، به ویژه در پمپ‌های دارای ایمپلرهای تک مرحله‌ای معلق که به طور پیوسته در جریان‌های بسیار دور از جریان بهترین نقطه راندمان کار می‌کنند، یک آرایش دیفیوزری/کلکتوری می‌تواند میزان کم‌تری از نیروی تراست شعاعی ایجاد می‌کنند.
کمپرسورهای سانتریفوژ (centrifugal compressors) که گاهی کمپرسورهای شعاعی (radial compressors) نامیده می‌شوند، نوعی توربوماشین با تقارن محوری جذب‌کننده توان هستند.
یک کمپرسور سانتریفوژ با اضافه کردن انرژی جنبشی (سرعت) به یک جریان پیوسته سیال توسط روتور یا پروانه به افزایش فشار دست پیدا می‌کند؛ سپس با کاهش سرعت جریان در یک دیفیوزر (diffuser)، این انرژی جنبشی به افزایش انرژی پتانسیل (فشار استاتیک) تبدیل می‌شود. در بیش‌تر موارد، افزایش فشار در ایمپلر (impeller) با افزایش فشار در دیفیوزر برابر است.
شباهت توربوماشین‌ها
آن‌چه در مورد توربوماشین‌ها قابل توجه است این است که اصول کاری آن‌ها تقریبا همگانی است. قطعا تفاوت بسیاری بین این دستگاه‌ها و بین انواع تحلیل‌هایی که معمولا برای موارد خاص استفاده شود، وجود دارد اما در واقع فیزیک پس زمینه دینامیک سیالات، دینامیک گاز، آیرودینامیک، هیدرودینامیک، و ترمودینامیک برای همه آن‌ها یکی است. تعدادی از این ماشین‌آلات دارای ویژگی‌های فیزیکی مشابه با کمپرسورهای سانتریفوژ هستند.
یک ایمپلر سانتریفوژ که برای افزایش راندمان پولیش شده
شباهت کمپرسور سانتریفوژ با کمپرسور محوری
کمپرسورهای سانتریفوژ از این نظر مشابه با کمپرسورهای محوری (axial compressors) هستند که هر دو کمپرسورهای با ایرفویل دوار هستند. این نباید عجیب باشد که بخش ابتدایی ایمپلر (impeller) سانتریفوژ بسیار شبیه به یک کمپرسور محوری به نظر برسد. بخش ابتدایی ایمپلر سانتریفوژ، ایندیوسر یا القاگر (inducer) نامیده می‌شود. کمپرسورهای سانتریفوژ از این نظر از کمپرسورهای محوری متفاوت هستند که تغییر بیش‌تری در شعاع جریان از ورودی به خروجی روتور/ایمپلر ایجاد می‌کنند.
کمپرسور چند مرحله‌ای محوری
برش یک توربین گاز نشان دهنده یک کمپرسور ترکیبی محوری و سانتریفوژ
شباهت کمپرسور سانتریفوژ با فن سانتریفوژ
کمپرسورهای سانتریفوژ همچنین شبیه به فن‌های سانتریفوژ (centrifugal fans) هستند و هر دو انرژی جریان را از طریق افزایش شعاع افزایش می‌دهند. در مقابل فن‌های سانتریفوژ، کمپرسورها در سرعت‌های بالاتر کار می‌کنند تا افزایش فشار بیش‌تری تولید کنند. در بسیاری از موارد، روش‌های مهندسی استفاده شده برای طراحی یک فن سانتریفوژ همانند طراحی یک کمپرسور سانتریفوژ است. در نتیجه این دو گاهی می‌توانند بسیار مشابه باشند.
این رابطه در مقایسه با فن‌های قفس سنجابی (squirrel-cage fans) کم‌تر درست است.
به عنوان یک دسته‌بندی کلی می‌توان گفت که کمپرسورهای سانتریفوژ اغلب دارای بیش‌تر از 5 درصد افزایش دانسیته هستند. همچنین آن‌ها هنگامی که سیال هوا یا نیتروژن باشد، اغلب دارای سرعت سیال بالای عدد ماخ 0.3 هستند. در مقابل، فن‌ها و دمنده‌ها اغلب دارای افزایش دانسیته کم‌تر از پنج درصد و بیشینه سرعت سیال زیر 0.3 ماخ در نظر گرفته می‌شوند.
شباهت کمپرسور سانتریفوژ با پمپ سانتریفوژ
کمپرسورهای سانتریفوژ نیز شبیه به پمپ‌های سانتریفوژ (centrifugal pumps) هستند. تفاوت کلیدی بین این کمپرسورها و پمپ‌ها این است که سیال عامل کمپرسور، گاز (تراکم‌پذیر) و سیال پمپ، مایع (تراکم‌ناپذیر) است. روش‌های مهندسی مورد استفاده برای طراحی پمپ سانتریفوژ همانند طراحی یک کمپرسور سانتریفوژ می‌باشند. با این حال یک تفاوت مهم وجود دارد: نیاز به مقابله با کاویتاسیون (cavitation) در پمپ‌ها.
شباهت کمپرسور سانتریفوژ با توربین شعاعی
کمپرسورهای سانتریفوژ همچنین بسیار شبیه به همتای توربوماشین خود، توربین جریان شعاعی (radial-inflow turbine) هستند. در حالی که یک کمپرسور برای بالا بردن فشار، انرژی را به یک جریان انتقال می‌دهد، یک توربین در جهت معکوس و به وسیله استخراج انرژی از جریان و در نتیجه کاهش فشار آن کار می‌کند. به عبارت دیگر، توان به کمپرسور وارد و از توربین خارج می‌گردد.
توربین‌های شعاعی
توربوماشین‌های استفاده کننده از کمپرسورهای سانتریفوژ
برخی از ماشین‌هایی که ممکن است از یک یا چند کمپرسور سانتریفوژ استفاده کنند در اینجا ذکر شده است.
یونیت توان کمکی (auxiliary power unit)
سوپر شارژرهای سانتریفوژ (centrifugal type supercharger)
توربین گاز (gas turbine)
توربوشارژر (turbocharger)
توربوپراپ (turboprop)
توربوشافت (turboshaft)
کمپرسور سانتریفوژ در یک موتور جت
کمپرسور سانتریفوژ در یک موتور جت
کمپرسور سانتریفوژ چند مرحله‌ای
اجزای یک کمپرسور سانتریفوژ ساده
یک کمپرسور سانتریفوژ ساده دارای چهار بخش است:
ورودی (inlet)
پروانه (impeller)/روتور (rotor)
دیفیوزر (diffuser)
کلکتور (collector).
جریان گاز به صورت محوری وارد ایمپلر سانتریفوژ می‌شود و در نتیجه چرخش پروانه، جریان از مخروط خروجی حلزونی (volute) عبور و از کمپرسور خارج می‌شود.
ورودی
ورودی به یک کمپرسور سانتریفوژ معمولا یک لوله ساده است و ممکن است شامل قطعاتی همچون ولو (valve)، تیغه‌ها/ایرفویل‌های ثابت (مورد استفاده برای کمک به چرخش جریان) و ابزار اندازه‌گیری فشار و دما شود. تمام این دستگاه‌های اضافی کاربردهای مهمی در کنترل کمپرسور سانتریفوژ دارند.
ایمپلر سانتریفوژ
بخش کلیدی که یک کمپرسور سانتریفوژ را می‌سازد، ایمپلر (impeller) سانتریفوژ است. چرخش مجموعه‌ای از پره‌ها یا تیغه‌های پروانه است که باعث می‌شود به تدریج انرژی گاز افزایش یابد. این اتفاق با کمپرسور محوری (axial compressor) یکسان است، با این تفاوت که در کمپرسور سانتریفوژ گازها به وسیله افزایش شعاع پروانه به سرعت‌ها و سطح انرژی بالاتری می‌رسند. در بسیاری از کمپرسورهای سانتریفوژ مدرن با راندمان بالا، گاز خروجی از پروانه در نزدیکی سرعت صوت حرکت می‌کند.
ایمپلرها دارای اشکال مختلفی هستند:
ایمپلرهای باز (open Impellers) با پره‌های قابل مشاهده
ایمپلرهای پوشیده (covered Impellers) یا ایمپلرهای شراد دار (shrouded Impellers)
ایمپلرهای دارای اسپلیتر (splitter) و بدون اسپلیتر که تمام پره‌ها کامل یا ایندیوسر (inducer) هستند
بیش‌تر ایمپلرهای مدرن با راندمان بالا از پره‌های رو به عقب استفاده می‌کنند.
ایمپلرهای باز
ایمپلرهای شراد دار
اسپلیتر و ایندیوسر در ایمپلرها
دیفیوزر
بخش کلیدی بعدی یک کمپرسور سانتریفوژ ساده، دیفیوزر (diffuser) است که در مسیر جریان پایین دست پروانه قرار دارد. وظیفه دیفیوزر تبدیل انرژی جنبشی (سرعت بالا) گاز به فشار است که با کاهش تدریجی سرعت (انتشار) گاز انجام می‌شود. دیفیوزرها می‌توانند بدون پره، پره‌دار و یا به صورت ترکیب یک در میان باشند. نسخه‌های هایبریدی دیفیوزرهای پره‌دار عبارت‌اند از
دیفیوزرهای باله‌ای (wedge diffusers)
دیفیوزرهای کانالی (channel diffusers)
دیفیوزر‌های لوله‌ای (pipe diffusers).
خش ثابت یا استاتور (stator section) از یک پمپ سانتریفوژ، بعد از آن که جریان از ایمپلر (impeller) خارج می‌شود، یک دیفیوزر (diffuser) یا حلزونی (volute) است. هدف از هر یک از این دو نوع استاتور این است که با کارایی مناسبی انرژی سرعتی را به فشار تبدیل کنند.
دیفیوزرها به وسیله تعدادی مسیر واگرای متقارن شعاعی در اطراف ایمپلر شناخته می‌شوند. یک حلزونی و یا یک کلکتور حلقه‌ای پشت سر دیفیوزر قرار می‌گیرند.
دیفیوزر پمپ
حلزونی‌ها اغلب توسط یک یا دو مسیر واگرای قیف مانند مشخص می‌شوند که اطراف ایمپلر را احاطه کرده است. برخی از استاتورهای حلزونی با چند ورودی ممکن است دیفیوزر نامیده شوند. با افزایش مساحت مقطع، حلزونی سرعت مایع را کاهش و فشار آن را افزایش می‌دهد. حلزونی با افزایش سطح مقطع خود، انرژی جنبشی سیال را به فشار تبدیل می‌کند.
برای فشارهای بالای بین بیرینگ‌ها (bearings) در پمپ‌های چند مرحله‌ای (multi-stage pumps)، طرح‌های دیفیوزری در مقایسه با طرح‌های حلزونی جمع و جورتر هستند. به طور کلی فشردگی باعث کاهش اندازه پمپ و کاهش هزینه‌ متریال و ساخت می‌شود.
دیفیوزر پمپ چند مرحله‌ای
معمولا دیفیوزرها به صورت قطعات یک تکه و یا دو تکه که به محفظه پمپ متصل شده‌اند، طراحی می‌شوند. دیفیوزرها قطعات ماژولار می‌باشد. برای یک کیسینگ مشخص پمپ، انواع مختلفی از مسیرهای دیفیوزری را می‌توان طراحی کرد تا بازه وسیعی از شرایط کارکردی را پوشش دهند.
حلزونی پمپ
برای یک پمپ سانتریفوژ یک مرحله‌ای، طرح دیفیوزری گران‌تر است زیرا رینگ دیفیوزر یک قطعه اضافی است که باعث افزایش ماشین‌کاری بر روی کیسینگ می‌شود. کیسینگ باید همچنان وظیفه جمع‌آوری و انتقال جریان از دیفیوزر به نازل خروجی را بر عهده داشته باشد. صرف نظر از این که این کار چگونه انجام شود، دیفیوزر مزیت نسبی کمی در اندازه یک پمپ تک مرحله‌ای ایجاد می‌کند.
حلزونی پمپ
طرح‌های دیفیوزری اغلب در مقایسه با انواع حلزونی، در دبی جریان بهترین کارایی (best efficiency) کاراتر هستند. همچنین می‌توان یک دیفیوزر سفارشی را برای کاربرد مد نظر ساخت تا راندمان را برای یک نقطه کاری خاص به حداکثر رساند.
دیفیوزرها در نرخ‌های جریان خارج از پیک که پمپ بخش زیادی از زمان را در آن کار می‌کند، راندمان کم‌تری دارند. تفاوت راندمان ممکن است قابل توجه نباشد، مگر این که توان پمپ بالا باشد، در این حالت کاربر باید بین هزینه‌های کم‌تر متریال و حمل پمپ‌های دیفیوزری و سود ناشی از افزایش راندمان در پمپ‌های حلزونی انتخاب نماید.
ی کی از اهداف اصلی پوسته حلزونی (volute casing)، کمک برای متوازن کردن فشار هیدرولیک بر روی شافت پمپ می‌باشد. البته این امر در شرایطی که پمپ با ظرفیت مورد توصیه سازنده کار می‌کند، بهتر اتفاق می‌افتد. کارکرد پمپ‌های حلزونی شکل در ظرفیت کمتر از مقدار توصیه شده، می‌تواند باعث ایجاد تنش‌های فرعی بر روی شافت پمپ شود و فرسایش آب‌بندی‌ها (seals)، بیرینگ‌ها (bearings) و خود شافت را در پی خواهد داشت.

نیروی شعاعی وارد بر ایمپلر در اثر یک توزیع فشار محیطی غیر یکنواخت ایجاد می‌شود که طراحی استاتور نقش مهمی را در آن بازی می‌کند. برای برخی از کاربردها، به ویژه در پمپ‌های دارای ایمپلرهای تک مرحله‌ای معلق که به طور پیوسته در جریان‌های بسیار دور از جریان بهترین نقطه راندمان کار می‌کنند، یک آرایش دیفیوزری/کلکتوری می‌تواند میزان کم‌تری از نیروی تراست شعاعی ایجاد می‌کنند.
کمپرسور محوری (axial compressor) یک دستگاه تولید فشار و نوعی کمپرسور دوار مبتنی بر ایرفویل است که در آن جریان سیال موازی با محور چرخش است. این در تضاد با دیگر کمپرسورهای دوار از قبیل کمپرسور سانتریفوژ (centrifugal compressor) و کمپرسور جریان مختلط (mixed-flow compressor) است که در آن سیال به صورت محوری وارد می‌شود اما دارای یک مولفه شعاعی قابل توجه در خروج خواهد بود.

کمپرسورهای جریان محوری یک جریان پیوسته با شتاب منفی از گاز فشرده ایجاد می‌کنند. سطح انرژی هوا یا گاز درون کمپرسور محوری توسط عمل تیغه‌های روتور که گشتاوری را به سیال اعمال می‌کنند، توسط یک موتور الکتریکی (electric motor) یا توربین بخار (steam turbine) و یا توربین گاز (gas turbine) تامین می‌شود. مزیت کمپرسورهای محوری راندمان بالا، دبی جرمی بزرگ به ویژه نسبت به سطح مقطع آن‌ها است. البته کمپرسورهای محوری نیاز به چندین ردیف ایرفویل برای رسیدن به افزایش فشارهای بزرگ دارند که باعث پیچیده و گران شدن ساخت آن‌ها نسبت به طرح‌های دیگری همانند کمپرسورهای سانتریفوژ (centrifugal compressors) می‌شود.
کمپرسورهای محوری به طور گسترده‌ای در توربین‌های گازی (gas turbines) مانند موتورهای جت، موتور کشتی با سرعت بالا و نیروگاه‌های کوچک استفاده می‌شوند. همچنین کمپرسورهای محوری در کاربردهای صنعتی مانند پلانت‌های جداسازی هوا (air separation plants) با حجم بالا، هوای کوره دمشی (blast furnace)، هوای کراکینگ کاتالیزوری سیال (fluid catalytic cracking) و هیدروژن‌زدایی پروپان (propane dehydrogenation) استفاده می‌شوند. با توجه به کارایی بالا، قابلیت اطمینان بالا و کارکرد انعطاف‌پذیر در موتورهای هوایی استفاده می‌شوند.
ساختمان کمپرسورهای محوری
کمپرسورهای محوری از اجزای دوار و ثابت تشکیل شده‌اند. شافت یک درام مرکزی که توسط بیرینگ‌ها (bearings) نگه داشته شده است را می‌گرداند. درام دارای تعدادی ردیف حلقوی ایرفویل است که معمولا به صورت جفت‌هایی در کنار هم قرار می‌گیرند و یکی از آن‌ها دوار و دیگری ثابت و متصل به یک محفظه لوله‌ای ثابت است. یک جفت از ایرفویل‌های دوار و ثابت، یک مرحله (stage) نامیده می‌شوند. ایرفویل‌های دوار همچنین به عنوان تیغه (blade) یا روتور (rotor) شناخته می‌شوند و به سیال شتاب می‌دهند. ایرفویل‌های ثابت که همچنین به عنوان استاتور (stator) و یا پره (vane) شناخته می‌شوند، به وسیله نفوذ یا انتشار (diffusion) انرژی جنبشی دورانی افزایش یافته را به فشار استاتیک تبدیل می‌کنند و مسیر جهت جریان سیال را به صورتی تغییر می‌دهند که برای پره‌های روتور مرحله بعدی آماده شوند. سطح مقطع بین درام روتور و محفظه در جهت جریان کاهش می‌یابد تا بتوان همراه با تراکم سیال، با استفاده از هندسه متغیر عدد ماخ بهینه را حفظ کرد.
کارکرد کمپرسورهای محوری
به دلیل این که سیال در جهت محوری وارد و خارج می‌شود، در معادله انرژی مولفه سانتریفوژ وارد بازی نمی‌شود. در اینجا تراکم به طور کامل بر اساس انتشار (diffusion) در مسیرها انجام می‌شود. عمل نفوذ در استاتور هد جنبشی مطلق مایع را به افزایش فشار تبدیل می‌کند. هد جنبشی نسبی در معادله انرژی، عبارتی است که تنها به دلیل چرخش روتور وجود دارد. روتور هد جنبشی نسبی سیال را کاهش و بر هد جنبشی مطلق سیال می‌افزاید؛ به عبارتی روتور بر سرعت (مطلق) ذرات سیال می‌افزاید و در نتیجه سرعت نسبی بین سیال و روتور را کاهش می‌دهد. به طور خلاصه، روتور سرعت مطلق مایع را افزایش می‌دهد و استاتور آن را به افزایش فشار تبدیل می‌کند. طراحی مسیر روتور با یک قابلیت انتشار می‌تواند علاوه بر کارکرد طبیعی آن، یک افزایش فشار تولید کند. این باعث تولید افزایش فشار بیش‌تر در هر مرحله در هر دو استاتور و روتور می‌شود. این اصل واکنش (reaction principle) در توربوماشین‌ها می‌باشد. اگر 50 درصد از افزایش فشار در یک مرحله در بخش روتور به دست آید، گفته می‌شود که میزان واکنش 50 درصد است.
افزایش فشار و سرعت در یک مرحله از کمپرسور محوری
طراحی کمپرسورهای محوری
افزایش فشار تولید شده در یک مرحله توسط سرعت نسبی بین روتور و سیال و قابلیت‌های چرخش و نفوذ ایرفویل‌ها محدود می‌شود. یک مرحله معمولی از یک کمپرسور تجاری، در شرایط طراحی با راندمان پلی‌تروپیک حدود 90 تا 95 درصد، افزایش فشاری بین 15 تا 60 درصد (نسبت فشار 1.15 تا 1.6) تولید می‌کند. برای رسیدن به نسبت‌های فشار مختلف، کمپرسورهای محوری با تعداد مراحل و سرعت‌های دوران مختلفی طراحی می‌شوند.

به عنوان یک قاعده سر انگشتی می‌توانیم فرض کنیم که هر مرحله در یک کمپرسور دارای افزایش دمای (ΔT) یکسان است. بنابراین در ورودی، دمای ورودی (Tstage) به هر مرحله باید به تدریج در طول کمپرسور افزایش و نسبت (ΔT/Tstage) کاهش یابد که این یک کاهش تدریجی نسبت فشار را هر مرحله در طول دستگاه یادآوری میکند. از این رو مراحل عقبی، نسبت فشار به طور قابل توجه پایین‌تری را نسبت به مرحله اول ایجاد می‌کنند.
اگر سرعت نسبی بین سیال و روتور مافوق صوت باشد، نسبت فشار بالاتر در مراحل نیز امکان‌پذیر است، اما این کار به قیمت از دست دادن راندمان و قابلیت عملیاتی کمپرسور به دست می‌آید. چنین کمپرسورهایی با نسبت فشار مرحله‌ای بیش از 2، تنها در جایی همانند جت‌های نظامی که کاهش اندازه، وزن و یا پیچیدگی کمپرسور بسیار مهم است استفاده می‌شوند.
پروفایل و پیچش ایرفویل‌ها برای سرعت‌های ویژه بهینه‌سازی و مطابقت داده می‌شوند. اگر چه کمپرسورها می‌توانند در سایر شرایط با جریان، سرعت و یا نسبت‌های فشار مختلف کار کنند، این کار می‌تواند ما را از نظر راندمان و یا حتی یک شکست نسبی یا کامل در جریان (که به ترتیب به عنوان استال و سرج کمپرسور شناخته می‌شود) مجازات کند. بنابراین، یک محدودیت عملی در تعداد مراحل و نسبت فشار کلی، از تعامل بین مراحل مختلف در زمانی که نیاز به کار در شرایط خارج از طراحی باشد به دست می‌آید.

این شرایط "خارج از طراحی" را می‌توان با فراهم کردن اندکی انعطاف‌پذیری در کمپرسور، تا حدی کاهش داد. این کار به طور معمول با استفاده از پره‌های ثابت قابل تنظیم و یا به کمک ولو‌هایی که می‌توانند سیال را از جریان اصلی بین مراحل خارج کنند (inter-stage bleed valves) انجام می‌شود. موتورهای جت مدرن از یک مجموعه کمپرسور استفاده می‌کنند که در سرعت‌های مختلف کار می‌کنند و می‌توانند هوای احتراق را در نسبت فشار حدود 40:1 با انعطاف‌پذیری کافی برای همه شرایط پرواز تامین کنند.

سور جریان مختلط (mixed flow compressor) نوعی کمپرسور دینامیکی است که مولفه‌های محوری و شعاعی را ترکیب و یک دستگاه با جریان مورب ایجاد می‌کند.

شعاع میانگین گاز خروجی بیشتر از گاز ورودی است؛ اما جریان گاز به جای جهت شعاعی بیش‌تر تمایل به خروج به صورت محوری دارد. این کار نیاز به یک دیفیوزر خروجی با قطر نسبتا بزرگ که در کمپرسورهای سانتریفوژ (centrifugal compressors) موجود است را حذف می‌کند.

در آمریکا کمپرسور‌های جریان مختلط، کمپرسور جریان مورب (diagonal flow compressors) نامیده می‌شوند.
مپرسور اسکرال (scroll compressor) یا کمپرسور اسپیرال (spiral compressor) یا پمپ اسکرال (scroll pump) و یا پمپ خلاء اسکرال (scroll vacuum pump) وسیله‌ای است که برای تراکم هوا یا مبرد (refrigerant) به کار می‌رود. کمپرسور اسکرال در تجهیزات تهویه مطبوع (air conditioning)، به عنوان سوپر شارژر (supercharger) خودرو (که در آن‌جا به عنوان سوپر شارژر اسکرال شناخته می‌شود) و یا به عنوان پمپ خلاء (vacuum pump) به کار می‌رود.
مپرسورهای اسکرال
یک کمپرسور اسکرال (scroll compressor) که به عنوان پمپ اسکرال (scroll pump) و پمپ خلاء اسکرال (scroll vacuum pump) شناخته می‌شود از دو پره مارپیچی لایه‌ای برای پمپ کردن یا تراکم سیالاتی مانند مایعات و گازها استفاده می‌کند. هندسه پره می‌تواند به صورت اینولوت (involute)، مارپیچ ارشمیدس (archimedean spiral) و یا منحنی ترکیبی باشد. کمپرسورهای اسکرال از دیگر انواع کمپرسور نرم‌تر، بی‌صداتر و مطمئن‌تر کار می‌کنند و اندازه کم‌تری دارند
یک کمپرسور اسکرال که در جهت معکوس کار می‌کند به عنوان یک اکسپندر اسکرال (scroll expander) شناخته می‌شود و می‌تواند از انبساط یک سیال، هوا و یا گاز فشرده برای تولید کار مکانیکی استفاده کند. بسیاری از پمپ‌های حرارتی (heat pumps) و سیستم‌های تهویه مطبوع مرکزی خانگی و کولر برخی از خودروها به جای استفاده از کمپرسورهای معمول‌تر رفت و برگشتی (reciprocating compressors)، و کمپرسورهای صفحه لرزان (wobble-plate compressors) از کمپرسورهای اسکرال استفاده می‌کنند

[rohamavation]

اویونیک هواپیماهای تجاری

سیستم FLY BY WIREدر این سیستم بجای اینکه فرامین خلبان توسط سیستم های مکانیکی مانند میل۶ های متحرک یا کابل ها یا بصورت سیستم های هیدرولیک به بالچه ها منتقل شود در سیستم FBW فرامیل خلبان توسط کامپیوتر به سیگنال تبدیل شده و توسط سیم به کنترلر ها میرسد و باعث کنترل هواپیما میشود چون در سیستم FBW بجای سیستم های هیدرولیکی و مکانیکی از سیم و سیستم دیجیتال استفاده شده بنابراین وزن هواپیما کاهش چشم گیری پیدا میکند و از محاسن این سیستم میتوان به پایداری بیشتر هواپیما اشاره کرد و با سیستم FBW هدایت هواپیما نیز هوشمند میشود برای مثال اگر خلبان بخواهد زاویه حمله را بیش از حد افزایش دهد سیستم FBW این اجازه را نخواهد داد.
جعبه سیاه بر خلاف اسمش به رنگ نارنجی با نوار های سفید است تا در صورت سانحه راحتتر در اعماق دریا یا جای دیگر پیدا شود و در زیر سکان عمودی قرار میگیرد تا در صورت سانحه صدمه کمتری ببیند جعبه سیاه از دو قسمت FDR و CVR تشکیل شده قسمت CVR که COCKPIT VOICE RECORDERاست وظیفه ضبط صدای خلبان و خدمه را بر عهده دارد این سیستم با استفاده از میکروفن های درون کابین یا خود میکروفن خلبان و کمک خلبان صدای خلبان و کمک خلبان را ضبط میکند و همچنین با میکروفن های دیگر صدای مهماندار هارا ضبط میکندو در حافظه ذخیره میکند
قسمت دیگر جعبه سیاه FDR یا FLIGHT DATA RECORDERاست و این قسمت وظیفه ضبط کردن وضعیت سیستم ها همچون وضعیت سیستم هیدرولیک و موتور و…. و دیگر پارامتر ها همچون فشار و … و را بر عهده دارد .
در صورت سانحه اگر هواپیما درون دریا سقوط کند سیستم UBL جعبه سیاه اقدام به فرستادن سیگنال با برد ۲ مایل در فرکانس VHF میکند تا جعبه سیاه راحتتر کشف شود .
جعبه سیاه سیستم ELT یا EMERGENCY LOCATOR TRANSMITER سیستم ELT در زیر سکان عمودی قرار میگیرد تا در صورت سانحه آسیب کمتری ببیند و وظیفه ارسال سیگنال اخطار در صورت سانحه هواپیما را بر عهده دارد تا در صورت سانحه بسرعت موقعیت سقوط هواپیما کشف شده و عملیات امداد و نجات بدون فوت وقت انجام گیرد سیستم ELT چند نوع مختلف دارد در یک نوع در صورت افتادن در آب شیرین بعد از ۵ دقیقه و در صورت افتادن در آب شور بعد از ۵ ثانیه اقدام به فرستادن سیگنال میکند و سیگنال ارسالی هم بر روی فرکانس VHF است این نوع ELT مناسب برای هواپیما هایی است که بیشتر بر روی آب پرواز میکنند و نوع دیگر ELT در صورتی شروع به ارسال سیگنال میکند تا فشار ۵ الی ۷ جی در جهت محور طولی هواپیما وارد شود و این نوع بیشتر برای هواپیما هایی مناسب است که بر روی خشکی بیشتر پرواز میکنند . نوع جدید ELT میتواند سیگنالی ارسال کند که توسط ماهواره ردیابی شود و بدین شکل کشف موقعیت سقوط بسیار راحتتر است .
سیستم ارتباطی رادیویی
این سیستم دارای نوع های مختلف است و برای هواپیما های مسافربری غیر نظامی بر روی باند VHF است و برای هواپیما های نظامی ارتباط بر روی باند UHF است و برای فواصل دور از نوع HF و نوع دیگر ارتباط ماهواره ای است
سیستم ارتباط رادیویی از آنتن گیرنده و فرستنده و پنل کنترل تشکیل شده و در سیستم ارتباط رادیویی در دو حالت گیرندگی و فرستندگی کار میکند که در صورت فشار پنل PTT در حالت فرستندگی برای ارسال پیام صوتی قرار میگیرد .
در حالت گیرندگی گیرنده سیگنال را دریافت کرده و سیگنال صوتی را از فرکانس کریر حامل آن جدا کرده و تقویت میکند و سپس بصورت صوتی در کابین پخش میکند که میزان ولوم آن از داخل کابین قابل تنظیم است و در حالت فرستندگی هم سگنال صوتی بر روی فرکانس کریر حامل سوار شده و تقویت میشود و توسط آنتن در فصا پخش میشود .
همانطور که گفته شد برای هواپیما های غیر نظامی مسافربری از فرکانس ۱۱۸ تا ۱۳۶ مگاهرتز در باند VHF استفاده میشود و برای هواپیما های نظامی از باند UHF استفاده میشود و از نوع HF با توجه به اینکه باند HF در صورت برخورد با لایه یونیسفر به زمین بازمیگردد بنابراین از این نوع برای ارتباط در فواصل دور استفاده میشود و ارتباط از نوع ماهواره ای برای ارتباط در فواصل بسیار دور میان قاره ای استفاده میشود .
سیستم SELCALبا توجه به اینکه امروزه پرواز های هوایی افزایش یافته و در صورت ارسال پیام رادیویی بر روی باند خاصی تمامی هواپیما ها و برج مراقبت که بر روی همان فرکانس کار میکنند پیام را دریافت میکنند که این امر بسیار خسته کننده و غیر ضروری است بنابراین سیستم سلکال بر روی سیستم های ارتباطی هواپیما نصب شده است و تمامی هواپیما ها دارای چهار کد منحصر بفرد هستند و زمانی که پیام رادیویی ارسال میشود کد بر روی فرکانس قرار میگیرد و زمانی که هواپیما این فرکانس را دریافت میکند سیستم SELCAL سیگنال را چک میکند و در صورتی که کد سیگنال با کد هواپیما همخوانی داشت پیام در کابین منتشر میشود و اگر پیام همخوانی نداشت منتشر نمیشود .
سیستم ACARSاین سیستم برای فرستادن پیام های کوتاه آن هم بصورت دیتا استفاده میشود این سیستم با سنسور هایی که در قسمت های مختلف هواپیما مثل ارابه فرود ها قرار دارد وضعیت هواپیما مثل حالت تیک آف یا لندینگ یا پیاده کردن مسافران را برای برج مراقبت بصورت دیتا ارسال میکند و یا مسیر یا مقصد و میزان سوخت را برای برج بصورت دیتا ارسال میکند و یا وضعیت موتور توسط همین سیستم به صورت دیتا به آشیانه فنی ارسال میشود .
سیستم ATC یا AIR TRAFFIC CONTROL (سیستم کنترل ترافیک)این سیستم یک خط ارتباطی بین هواپیما و رادار زمینی است که این سیستم دارای یک آنتن در بالای هولپیما و یک آنتن در پایین هواپیما و یک پنل کنترل است هر پرواز دارای چهار کد است که خلبان آن را در پنل کابین وارد میکند که باعث میشود رادار زمینی با این کد هواپیما را بشناسد که این نوع که تنها چهار کد را داراست MODE A میگویند و نوع بعدی علاوه بر چهار کد ارتفاع هواپیما را هم به رادار ارسال میکند که به این نوع MODE C میگویند و نوع دیگر که پیشرفته ترین است علاوه بر چهار کد و ارتفاع چهار کد ۲۴ بایتی را هم به رادار زمینی اعلام میکند که به این نوع MODE S میگویند .
سیستم TCSAاین سیستم برای جلوگیری از برخورد هواپیما ها با یکدیگر است که این سیستم مکمل سیستم ATC از نوع MODE S است که این سیستم هم دارای دو آنتن و پنل کنترل مشترک با سیستم ATC است و بصورت مکمل با این سیستم کار میکند
این سیستم برای جلوگیری از برخورد هواپیما به زمین کوه ها یا عوارض و ناهمواری های زمین است که در صورتی که هواپیما بصورت شدیدی کاهش ارتفاع دهد این سیستم GPWS هشدار pull up! رو اعلام میکند و در صورتی که ارتفاع هواپیما پایین باشد ولی ارابه های فرود باز نباشد یا فلپ ها به سمت پایین نباشد سیستم GPWS اقدام به هشدار میکند .
نوع جدید تر GPWS نسخه EGPWS است که این نوع همانند سیستم ترکام در حافظه خود نقشه ناهمواری ها و کوه ها را ذخیره کرده و با ماهواره هم ارتباط برقرار میکند تا موقعیت هواپیما مشخص شود.
ارتفاع سنج رادیویی نسبت به ارتفاع سنجی که با فشار کار میکند دقت بسیار بالاتری دارد در صورتی که ارتفاع سنج فشاری ارتفاع را نسبت به دریا نشان میدهد ولی ارتفاع سنج رادیویی اختلاف ارتفاع را نسبت به کوه ها و ناهمواری ها را هم میتواند نشان دهد .
ارتفاع سنج رادیویی با ارسال امواج رادیویی VHF به زمین و دیافت و تجزیه و تحلیل آن ارتفاع را محاسبه میکند .
سیستم RAASاین یک سیستم هدایت ماهواره ای برای دریافت اطلاعات باند و خزشگاه ها است .
سیستم پرواز خودکار Auto Pilot
این سیستم یکی از پیچیده ترین سامانه های هواپیماست امروزه در جدید ترین نسخه های حتی قابلیت این را دارد تا هواپیما را از مبدا به مقصد رسانده و فرود خدکار انجام دهد این سیستم دارای یک کامپیوتر مرکزی است که نقش مغز سیستم را دارد و با توجه به ژیروسکوب ها و سنسور هایی که در قسمت های مختلف هواپیما قرار گرفته اطلاعت برای کامپیوتر مرکزی ارسال شده و کامپیوتر مرکزی سرووموتور ها را راه انداخته و هواپیما را هدایت میکند و امروزه با کمک سیستم ILS که با امواج دریافتی از فرودگاه کار میکند میتواند هواپیما را بصورت امن فرود آوردو سیستم AUTO THROTTLE هم برای کنترل خودکار قدرت موتور بکار میرود و در نوع جدید موتور های مجهز به سیستم کنترل دیجیتال THRUST BY WIRE هم شده اند و سیستم پرواز خودکار از انواع دو کاناله یعنی سیستم دارای دو کامپیوتر پردازنده و دو سیستم سرووموتور و مجموعه ژیروسکوب ها هستند و گاهی اوقات سیستم های چهار کاناله بر روی هواپیما به کار میروند .
ناوبری هواپیما با توجه به دو آلات دقیق COMPASS که یک قطب نمای مغناطیسی است و آلات دقیق افق نما که موقیعت افقی هواپیما را مشخص میکند انجام میگیرد .
نوع دیگر ناوبری از نوع اینرسی است یعنی با کمک شتاب سنج ها و ژیروسکوب ها ناوبری انجام میگیرد ژیروسکوب یک قطعه ای است شبیه به چرخ که حول محور دواری میپرخد و بیشتر وزن آن روی رینگش است که این قطعه نشان میدهد که هواپیما چقدر از مسیر منحرف شده تا دوباره و با سیستم های کنترل به مسیر بازگردد .
نوع دیگر سیستم ناوبری رادیویی است که با امواج دریافتی از ایستگاه های زمینی جهت ایستگاه و در نتیجه جهت ایستگاه و جهت ناوبری مشخص میشود و نوع دیگری تحت انواع VOR مستقیما امواج رادیویی را از فرودگاه دریافت میکند که جهت ناوبری را با همین امواج مشخص میکند و با کمک همین سیستم VOR سیستم ILS فرود خودکار هم کار میکند و مسافت تا فرودگاه هم اندازه گیری میشود.
نوع دیگر ناوبری با کمک ماهواره یا GPS است.
نمایشگر سربالا برای زمانی به کار میرود که خلبان زملنی که به روبه روی خود نگاه میکند همزمان اطلاعات پروازی را بر روی HUD ببیند این سیستم از یک پرژکتور پردازنده و شیشه منعکس کننده اطلاعات تشکیل شده در نمونه های جدید اطلاعات بجای HUD بر روی هلمت کلاه خلبان به نمایش در می آیند.
هشدار دهنده های راداری یا RWR:هشدار دهنده های راداری یا RWR شامل یک آنتن گیرنده فرستنده و پردازشگر و دیسپلی است که این سامانه با تغییر فرکانس نشان میدهد که هواپیما کشف شده یا قفل راداری بر روی آن صورت گرفته یا به سمت آن موشک شلیک شده است .
هشدار دهنده های نزدیک شونده موشک یا MAW
هشدار دهنده های لیزری این نوع هشدار دهنده ها قفل لیزری بر روی هواپیما را هشدار میدهند [هشدار دهنده نزدیک شونده موشک
جاسوسی الکترونیکی ELINT
در این نع جاسوسی امواج راداری دشمن توسط آنتن ها دریافت شده و توسط پردازشگر پردازش شده و سپس مشخص میکند که رادار دشمن از چه فرکانسی استفاده میکند و در کجا پوشش قوی و در کجا پوشش ضعیف دارد و قدرت جنگ الکترونیک آن چقدر است.
اخلالگر های الکترونیکی در دو حالت دفاعی و تهاجمی استفاده میشود و در حالت تدافعی برای فریب دادن موشک های مهاجم استفاده میشود که موشک مهاجم در داخل کره ای نمیتواند هواپیما را پیدا کند یا ارتباط موشک با رادار قطع شده و منحرف میشود
نوع دیگر تهاجم الکترونیکی است که در این حالت اخلالگر که یا بصورت غلاف یا سیستم بر روی هواپیما نصب میشود امواج راداری دشمن را دریافت کرده و با تولید همان امواج آن را به سمت رادار دشمن منعکس میکند که در این شرایط رادار با امواج های زیاد کاذبی روبه رو میشود و دچار اخلال میشود به عمل جنگ الکترونیک اصطلاحا ECM و ضد جنگ الکترونیک ECCM و پشتیبانی الکترونیکی ESM میگویند .
هواپیمای جنگ الکترونیک EA-6B پراولِر مجهر به غلاف اخلالگر
اخلالگر لیزری با منعکس کردن پرتو لیزری باعث اخلال بر روی کاونده فروسرخ موشک مهاجم میشود و آن را کور میکند.
سیستم IFF یا همان identification friend or foe system
یک سیستم برای تشخیص دوست از دشمن است کار این سیستم بدین شکل است که سیگنالی را برای iff هواپیما یا هلیکوپتر مقابل می فرستد و اگر هواپیما مقابل سیگنالی مشابه یا همان سیگنال فرستاده شده را بفرست یعنی دوست است و در غیر این صورت دشمن است
چرا هواپیماهای رادارگریز آبی آسمانی نیستند؟
رنگ می تواند تأثیر بسیار واقعی بر بازتاب رادار داشته باشد. بنابراین از رنگ های مخصوص برای هواپیماهای رادارگریز استفاده می شد. - جنگنده‌های رادارگریز معمولاً به رنگ سیاه یا تیره رنگ می‌شوند تا دید خود را به رادار کاهش دهند. مواد جاذب رادار ضد تشعشع بهتری می دهد ...شکل زاویه ای F-117 که به عنوان "جنگنده های پنهان کار" شناخته می شود، برای انعکاس امواج رادار طراحی شده بود و با استفاده از مواد جاذب رادار تقویت می شد. از آنجایی که انتظار می رفت هواپیما فقط در شب کار کند، رنگ سیاه آن را به رنگ سیاه درآوردند تا تشخیص آسمان شب را دشوارتر کند.مواد جذب کننده رادار (RAM) یک کلاس تخصصی از مواد مبتنی بر پلیمر است که بر روی سطح هواپیماهای نظامی رادارگریز مانند F-22 Raptor و F-35 Lightning II اعمال می شود تا سطح مقطع راداری را کاهش داده و در نتیجه آنها را بسازند. شناسایی توسط رادار سخت تر است.اطلاعات مربوط به ترکیب رم ها توسط سازندگان محافظت می شود. اکثر رم ها شامل ذرات فرومغناطیسی هستند که در یک ماتریس پلیمری با ثابت دی الکتریک بالا تعبیه شده اند. یکی از رایج ترین رم ها رنگ توپ آهنی نام دارد که حاوی کره های ریز با پوشش فلزی است که در یک رنگ مبتنی بر اپوکسی معلق هستند. کره ها با فریت یا آهن کربونیل پوشیده شده اند. هنگامی که تابش الکترومغناطیسی وارد رنگ توپ آهنی می شود توسط مولکول های آهن فریت یا کربونیل جذب می شود که باعث نوسان آنها می شود. سپس نوسانات مولکولی با آزاد شدن گرما از بین می روند و این یک مکانیسم موثر برای میرایی امواج الکترومغناطیسی است. مقدار کمی از گرمای تولید شده توسط نوسانات به بدنه هواپیما منتقل می شود و در آنجا پخش می شود.
چرا هواپیماهای رادارگریز در قسمت پایین به رنگ آبی آسمانی رنگ آمیزی نشده اند تا با نگاه کردن از زمین به سختی دیده شوند؟
در شب یا با ابرهای بین هواپیما و زمین، هواپیما به هر حال قابل مشاهده نخواهد بود، بنابراین رنگ مهم نیست. با این حال، در یک روز صاف، اگر هواپیما با رنگ آسمان همخوانی داشت، دیدن آن دشوارتر نخواهد بود؟یکی دیگر از مواردی که باید در نظر داشت این است که قسمت پایین هواپیما طبق تعریف بیشتر اوقات در "سایه" است، یعنی سمتی که در بیشتر ساعات روشنایی روز بیشترین فاصله را از خورشید دارد. به این ترتیب، با نگاه کردن به آسمان، هواپیما بدون توجه به رنگ آن تیره تر به نظر می رسد زیرا اساساً از پشت روشن می شود. بنابراین، رنگ آمیزی رنگی که با آسمان مطابقت داشته باشد اساساً خود را شکست می دهد زیرا چیزی تیره تر از خود آسمان می بینید. اگر می خواهید شانس دیده شدن از پایین را به حداقل برسانید، بهترین رنگ ممکن است سفید مات باشد، به طوری که از زیر تا حد ممکن روشن به نظر برسد، در حالی که از شعله های بازتابی که هواپیما را از دورتر از حد معمول قابل مشاهده می کند، اجتناب کنید. اگر خورشید مستقیماً یا نزدیک به بالای (پشت) هواپیما باشد، باز هم کار نخواهد کرد زیرا به دلیل کنتراست شدید نور بین منبع نور و قسمت زیرین هواپیما، همچنان تقریباً سیاه به نظر می رسد.در واقع تقریباً همه جنگنده ها (از جمله جنگنده های خاکستری "ساده") استتار شده اند. این فقط آن نوع استتار نیست که شما به دیدن آن عادت دارید. مشکل استفاده از طرح رنگ آبی معمولی "استتار" روی یک جنگنده تغییر مداوم ارتفاع و زاویه دید است.
یکی دیگر از مواردی که باید در نظر داشت این است که قسمت پایین هواپیما طبق تعریف بیشتر اوقات در "سایه" است، یعنی سمتی که در بیشتر ساعات روشنایی روز بیشترین فاصله را از خورشید دارد. به این ترتیب، با نگاه کردن به آسمان، هواپیما بدون توجه به رنگ آن تیره تر به نظر می رسد زیرا اساساً از پشت روشن می شود. بنابراین، رنگ آمیزی رنگی که با آسمان مطابقت داشته باشد اساساً خود را شکست می دهد زیرا چیزی تیره تر از خود آسمان می بینید. اگر می خواهید شانس دیده شدن از پایین را به حداقل برسانید، بهترین رنگ ممکن است سفید مات باشد، به طوری که از زیر تا حد ممکن روشن به نظر برسد، در حالی که از شعله های بازتابی که هواپیما را از دورتر از حد معمول قابل مشاهده می کند، اجتناب کنید. اگر خورشید مستقیماً یا نزدیک به بالای (پشت) هواپیما باشد، باز هم کار نخواهد کرد زیرا به دلیل کنتراست شدید نور بین منبع نور و قسمت زیرین هواپیما، همچنان تقریباً سیاه به نظر می رسد.
رنگ هواپیما اغلب به دلیل مدل تهدید، تفاوت کمی دارد، به عنوان مثال. پرواز خیلی بلند یا خیلی سریع برای اینکه اگر کسی به صورت بصری آن را ببیند تفاوتی ایجاد نمی کند. برای هواپیماهای با حرکت کندتر که ممکن است معطل شوند، ممکن است منطقی باشد. برخی از هواپیماها مانند هلیکوپترهای پلیس اغلب دارای رنگ سفید در پایین هستند، اگرچه من شک دارم که تفاوت زیادی داشته باشد.
آیا طراحان از یک پوشش RAM (مواد جذب کننده رادار) در طول و عرض یک هواپیمای جنگنده استفاده می کنند؟در واقع، تغییر رنگ در واقع پوشش RAM نیست، بلکه حسگرهایی است که نشان می‌دهند یک شی ورودی (مانند موشک) چه چیزی به سمت هواپیما می‌آید.به نظر می‌رسد که فرمول‌های رنگ مخفی، اسرار محرمانه‌ای هستند. در محفظه های آزمایش الکترومغناطیسی ما از مواد جاذب تشعشع (RAM) برای جذب میدان های سرگردان استفاده می کنیم.یکی از موثرترین انواع RAM شامل آرایه‌هایی از قطعات هرمی شکل است که هر کدام از موادی با تلفات مناسب ساخته شده‌اند. برای کار موثر، تمام سطوح داخلی محفظه آنکوئیک باید به طور کامل با رم پوشانده شود. بخش هایی از RAM ممکن است به طور موقت برای نصب تجهیزات برداشته شوند، اما باید قبل از انجام هر آزمایشی جایگزین شوند. برای اینکه به اندازه کافی تلفات داشته باشد، RAM نه می تواند رسانای الکتریکی خوب باشد و نه یک عایق الکتریکی خوب، زیرا هیچ کدام از این دو نوع در واقع هیچ توانی را جذب نمی کنند. به طور معمول رم هرمی از یک ماده فوم لاستیکی آغشته به مخلوط کنترل‌شده کربن و آهن تشکیل می‌شود. طول از پایه تا نوک ساختار هرم بر اساس کمترین فرکانس مورد انتظار و میزان جذب مورد نیاز انتخاب می شود. برای میرایی فرکانس پایین، این فاصله اغلب 60 سانتی متر (24 اینچ) است، در حالی که پانل های فرکانس بالا به اندازه 7.5-10 سانتی متر (3-4 اینچ) کوتاه هستند. پانل های RAM معمولاً روی دیواره های یک محفظه آزمایش EMC نصب می شوند که نوک آن به سمت داخل محفظه است. RAM هرمی سیگنال را با دو اثر کاهش می دهد: پراکندگی و جذب. پراکندگی می تواند به صورت منسجم، زمانی که امواج منعکس شده در فاز هستند اما به سمت گیرنده هدایت می شوند، یا به طور نامنسجم در جایی که امواج توسط گیرنده دریافت می شوند اما خارج از فاز هستند و بنابراین قدرت سیگنال کمتری دارند، رخ می دهد. این پراکندگی نامنسجم در ساختار فوم نیز رخ می‌دهد و ذرات کربن معلق باعث تداخل مخرب می‌شوند. پراکندگی داخلی می تواند منجر به کاهش 10 دسی بل شود. در همین حال، اشکال هرم در زوایایی بریده می شوند که تعداد پرش های یک موج در ساختار را به حداکثر می رساند. با هر پرش، موج انرژی خود را به مواد فوم از دست می دهد و بنابراین با قدرت سیگنال کمتری خارج می شود. یک نوع جایگزین از RAM شامل صفحات مسطح از مواد فریت است که به شکل کاشی های مسطح به تمام سطوح داخلی محفظه ثابت می شوند. این نوع دارای محدوده فرکانس موثر کمتری نسبت به رم هرمی است و به گونه ای طراحی شده است که بر روی سطوح رسانا خوب ثابت شود. به طور کلی نسبت به رم‌های هرمی مناسب‌تر و بادوام‌تر است، اما در فرکانس‌های بالاتر کارایی کمتری دارد. با این حال، اگر آزمایش‌ها به فرکانس‌های پایین‌تر محدود شوند، عملکرد آن ممکن است کاملاً کافی باشد (صفحات فریت دارای منحنی میرایی هستند که آنها را بین 30 تا 1000 مگاهرتز مؤثر می‌کند). یک نوع هیبریدی نیز وجود دارد، یک فریت به شکل هرمی. با داشتن مزایای هر دو فناوری، محدوده فرکانس را می توان به حداکثر رساند در حالی که هرم کوچک (10 سانتی متر) باقی می ماند.

[rohamavation]

عملکرد موتور جت

مشخصه ترین ویژگی یک موتور جت بستگی به نوع آن دارد. به طور کلی ، این امر برای توربوفن ها و توربوجت ها و اسب بخار قدرت برای توربوپراپ ها محرک خواهد بود. نیروی رانش بر حسب پوند (lb) یا نیوتون (N) اندازه گیری می شود ، در حالی که قدرت محور را می توان بر اساس اسب بخار (hp) یا معمولاً وات (W) اندازه گیری کرد.
همانطور که قبلاً بحث شد ، نیروی رانش یا قدرت موتور جت بستگی به جرم هوای ورودی به موتور و شتابی دارد که هنگام خروج از اگزوز به دست می آید. با این حال ، هر دو ویژگی ذاتاً به سرعت هواپیما ، ارتفاع و شرایط جوی (به ویژه دما) بستگی دارد.
از نظر طراحی ، مطلوب است که با حداقل مصرف سوخت ویژه ممکن به بالاترین نسبت رانش به وزن برسیم. اگرچه اصول اساسی پیشرانه جت طی چند دهه گذشته به طور قابل توجهی تکامل نیافته است ، امروزه موتورهای جت سبک تر ، قابل اطمینان تر ، سوخت کمتری را برای نیروی محرکه معین می سوزانند و آلاینده های مضر کمتری تولید می کنند. در این بخش ، ما روابطی را بررسی می کنیم که بر برخی از ویژگی های کلیدی عملکرد موتورهای جت حاکم است. برای انجام این کار ، فشار و درجه حرارت در نقاط مختلف موتور کنترل یا محاسبه می شود.
موتور شفت دو جریان دوگانه با نقاط مرجع PV
روابط و عملکردهای کلیدی
همانطور که در بالا ذکر شد ، ویژگی های کلیدی مورد بحث مربوط به رانش (یا قدرت شفت) ، سایر معیارهای قدرت در موتور ، بازده عملیاتی ، مصرف ویژه سوخت و نحوه تأثیر برخی از این پارامترها مانند سرعت و ارتفاع هواپیما ، دور محور و دمای هوا. از متغیرهای زیر استفاده خواهد شد:
T نیروی محرکه است (معمولاً در lbf یا N)
M˙a نرخ جریان جرمی هوا است
Ma جرم هوا است
M˙f نرخ جرم سوخت است
Mf جرم سوخت است
M˙j میزان جریان جرمی گازهای خروجی است
Mj جرم گازهای خروجی است
V سرعت هواپیما است (معمولاً در گره ها ، ما از کیلومتر در ساعت استفاده می کنیم)
Vj سرعت خروجی (m/s) است
A سطح مقطع نازل است
P8 فشار استاتیک روی نازل (kPa) است
P0 فشار اتمسفر (kPa) است
CP ظرفیت حرارتی خاص سوخت است (معمولاً در کیلوژول/کیلوگرم درجه سانتی گراد یا BTU/پوند درجه فارنهایت)
b مصرف سوخت مخصوص رانش است (معمولاً در lb/lbf · hr یا g/kN · s برای توربوفن/توربوجت و lb/hp*hr یا g/W · s برای توربوپراپ)
رانش
با بازگشت به اصول اولیه ، رانش به شرح زیر تعریف می شود:
$T=\dot M (V_j-V)$
که برای شرایط نازل خفه می شود:
$T=\dot M (V_j-V)+(P_8-P_0)A$
قدرت
بسیاری از اندازه گیری های مختلف قدرت را می توان به موتور جت مربوط کرد که برخی از آنها به هم متصل هستند. در درجه اول ، قدرت جت به عنوان توان مربوط به انرژی جنبشی گازهای خروجی یا به صورت ریاضی تعریف می شود:
$\dot W_j=\frac{1}{2}\dot M_j\cdot V_j^2$
در انتهای مخالف موتور ، هوای جوی که وارد موتور می شود دارای مقداری انرژی جنبشی است و از پتانسیل انجام کار به عنوان قدرت قوچ یاد می شود. این را می توان به صورت زیر تعریف کرد:
$\dot W_r=\frac{1}{2}\dot M_a\cdot V^2$
قدرت موتور نیز بسیار مهم است زیرا این به قدرت موجود برای پیشرانه هواپیما اشاره دارد. این تفریق قدرت قوچ از توان جت است:
$\dot W_k=\dot W_j-\dot W_r=\frac{1}{2}\dot M\cdot V_j^2-\frac{1}{2}\dot M_a\cdot V^2$
در موارد خاص ، ممکن است فرض شود که جرم هوای وارد شده به موتور همان جرم هوای خروجی از اگزوز است (حتی اگر با در نظر گرفتن خونریزی/خنک کننده هوا تفاوت کمی داشته باشیم) ، به عنوان مثال ˙M˙a ، سپس رابطه را می توان به موارد زیر ساده کرد:
$\dot W_k=\frac{1}{2}\dot M(V_j^2-V^2)$
اگر براکت ها را ضرب کنیم ، عبارت thrust ظاهر می شود ، بنابراین قدرت موتور را می توان به صورت زیر بیان کرد:
$\dot W_k=\frac{1}{2}T(V_j+V)$
نیروی رانشی کسری از قدرت موتور است که در واقع برای حرکت هواپیما استفاده می شود و صرفاً حاصل رانش و سرعت هواپیما است ، به عنوان مثال:
$\dot W_t=T\cdot V \Leftrightarrow \dot W_t=\dot M(V_j-V)V$
باقیمانده قدرت موتور که به قدرت رانش تبدیل نمی شود ، توان اتلاف نامیده می شود. یک تفریق ساده منجر به موارد زیر می شود:
$\dot W_w=\dot W_k-\dot W_t=\frac{1}{2}T(V_j+V)-T\cdot V \Leftrightarrow \dot W_w=\frac{1}{2}T(V_j-V)$
اجزای قدرت جت
در نهایت ، تنها قدرتی که زیر مجموعه هیچ یک از موارد فوق نیست ، قدرت سوخت است که عملاً انرژی سوخت مصرفی است و برابر است با:
$\dot W_f=\dot M_f\cdot C_P\cdot \Delta T$
به خاطر داشته باشید که مقدار CP با دما تغییر می کند. یک فرمول مفید دیگر از گرمای احتراق استفاده می کند که به صورت ارزش گرمایش بالاتر (HHV) یا ارزش گرمایش پایین تر (LHV) معمولاً در فهرست ویژگی های سوخت یافت می شود.
$\dot W_f=\dot M_f\cdot~\textrm{HHV}$
استعدادی که می تواند به صورت زیر تعریف شود:
$\eta_\theta=\frac{\dot W_k}{\dot W_f}$
بازده حرارتی رانش عبارت است از:
$\eta_{\theta-t}=\frac{\dot W_t}{\dot W_f}$
و کارایی پیشرانه به شرح زیر تعریف می شود:
$\eta_{prop}=\frac{\dot W_t}{\dot W_k}=\frac{T\cdot V}{\frac{1}{2}T(V_j+V)}$
که می توان دوباره ترتیب داد:
$\eta_{prop}=\frac{2V}{V_j+V}\Leftrightarrow \eta_{prop}=\frac{2}{\frac{V_j}{V}+1}$
شایان ذکر است که راندمان حرارتی رانش ، در واقع محصول راندمان حرارتی موتور و راندمان پیشرانه است و بنابراین می توانیم از آن به عنوان بازده کلی حرارتی نیز یاد کنیم.
$\eta_{\theta-t}=\eta_\theta\cdot \eta_{prop}$
مصرف سوخت ویژه
برای توربوفن ها و توربوجت ها ، TSFC به سادگی به صورت زیر بیان می شود:
$b=\frac{\textrm{Fuel consumption rate per hour}}{\textrm{Thrust}}=\frac{kg/hr}{kN}=\frac{kg}{kN\cdot hr}$
برای توربوپراپ ها:
$b=\frac{\textrm{Fuel consumption rate per hour}}{\textrm{Power}}=\frac{kg/hr}{W}=\frac{kg}{W\cdot hr}$
وزن مخصوص موتور
برای توربوفن ها و توربوجت ها ، وزن مخصوص موتور به صورت زیر بیان می شود:
$b=\frac{\textrm{Engine Weight}}{\textrm{Maximum Thrust}}$
مثال سوال استادمان در جزوه درسی ام خودم میاورم
برای یک موتور خاص در شرایط خاص ، اطلاعات زیر برای محاسبه قدرت و کارایی موتور ارائه می شود:
سرعت هواپیما V = 960 کیلومتر در ساعت = 266.7 متر بر ثانیه
سرعت گاز خروجی Vj = 585 متر بر ثانیه
میزان جرم گازهای خروجی M˙j = 27 کیلوگرم بر ثانیه
میزان مصرف سوخت M˙f = 0.35 کیلوگرم بر ثانیه
گرمای احتراق (HHV) جت A-1 HHV = 43.2 MJ/kg
اکنون می توانیم موارد زیر را محاسبه کنیم:
$\dot W_j=\frac{1}{2}\dot M\cdot V_j^2=\frac{1}{2}\cdot \dot M_j\cdot V_j^2=\frac{1}{2}\cdot 27\cdot 585^2=4.62\cdot 10^6~\textrm{W}=4.62~\textrm{MW}$
$\dot W_r=\frac{1}{2}\cdot \dot M_j\cdot V^2=\frac{1}{2}\cdot 27\cdot 266.7^2=960240.02~\textrm{W}=960.24~\textrm{kW}$
$\dot W_k=\dot W_j-\dot W_r=4.62-0.96\approx 3.66~\textrm{MW}$
$\dot W_t=\dot M(V_j-V)V=27\cdot (585-266.7)\cdot 266.7=2.2920\cdot 10^6~\textrm{Q}\approx 2.29~\textrm{MW}$
$\dot W_w=\dot W_k-\dot W_t=3.66-2.29=1.37~\textrm{MW}$
$\dot W_f=\dot M_f\cdot HHV=0.35\cdot 43.24=15.13~\textrm{MW}$
$T=\dot M(V_j-V)=27\cdot (585-266.7)=8594.1~\textrm{N}\approx 8.59~\textrm{kN}$
$\eta_\theta=\frac{\dot W_k}{\dot W_f}=\frac{3.66}{15.13}=0.242~\textrm{(24.2%)}$
$\eta_{\theta-t}=\frac{\dot W_t}{\dot W_f}=\frac{2.29}{15.19}=0.151~\textrm{(15.1%)}$
$\eta_{prop}=\frac{\dot W_t}{\dot W_k}={2.29}{3.66}=0.626~\textrm{(62.6%)}$
رانش ، اسب بخار و عوامل خارجی
باید به خوبی درک شود که معیار اصلی عملکرد توربوجت ها و توربوفن ها نیروی محرکه ای است که آنها تولید می کنند ، در حالی که برای توربوپراپ ها در اصل به جای آن از نیروی شفت محرکه پروانه استفاده می شود. در انتهای روز ، پروانه نیروی محرکه ای را تولید می کند که برای سرعتهای کندتر هواپیما کارآمدتر است.
برای مقایسه رانش قابل تحویل با توربوپراپ و توربوفن ، باید بتوانیم بین این دو تبدیل کنیم:
$\textrm{Thrust Horsepower (THP)}~W=T\cdot V$
مخفی کردن بین واحدهای مختلف اگر داده ها در واحدهای امپریالیستی (lbf برای رانش ، mph برای سرعت هواپیما و hp برای قدرت) بیان شود ، فرمول را می توان به صورت زیر بیان کرد:
نیروی محرکه$\textrm{Thrust Horsepower (THP)}~W=\frac{T\cdot V}{375}$
اگر سرعت به صورت گره (که در آن 1kn = 1.15 مایل در ساعت) ارائه شده است:
$\textrm{Thrust Horsepower (THP)}~W=\frac{T\cdot V}{325}$
مثال
برای یک توربوفن با قدرت 35 کیلو نیوتن در حالی که با سرعت 950 کیلومتر در ساعت (263.9 متر بر ثانیه) حرکت می کند ، قدرت رانش برابر است با:
$W=35\cdot 263.9=9236.5~\textrm{kW}\approx 12386~\textrm{hp}$
برای اینکه یک توربوفن با راندمان پیشرانه ηprop = 0.55 بتواند نیروی محرکه یکسانی را ارائه دهد ، اسب بخار محوری زیر مورد نیاز است:
$0.55\times W=35\cdot 263.9 \Leftrightarrow W=16793.6~\textrm{kW}\approx 22521~\textrm{hp}$
رانش ناخالص
ما قبلاً در مورد عبارات رانش هم در شرایط عادی و هم در شرایط بسته صحبت کرده ایم. اگر موتور برای آزمایش استاتیک روی زمین ثابت شود ، هر دو این شرایط را می توان ساده کرد:
$T=\dot M\cdot V_j$
برای عملکرد عادی و:
$T=\dot M\cdot V_j+(P-P_0)A$
برای شرایط خفه شده این رانش "کل" در شرایط استاتیک غالباً رانش ناخالص نامیده می شود و جزء حذف شده $\dot M\cdot V$ کشش حرکت نامیده می شود. برای یک خروجی خروجی ، کسری از نیروی محوری که به گازهای خروجی نسبت داده می شود ، نیروی محرکه و کسری که به اختلاف فشار نسبت داده می شود ، فشار رانشی نامیده می شود. برای جمع بندی ریاضی:
رانش ناخالص$\dot M\cdot V_j+(P-P_0)A$
Momentum Thrust $\dot M\cdot V_j$
فشار تراست$(P-P_0)A$
Momentum Drag $\dot M\cdot V$
رانش خالص$\dot M(V_j-V)+(P-P_0)A$
از آخرین معادله ، می توان دریافت که رانش خالص را می توان با افزایش جرم گازهای خروجی (یعنی از طریق تزریق آب) یا با افزایش سرعت گازهای خروجی (از طریق سوختن بعد) افزایش داد.
بعد از سوختن
در هنگام برخاستن ، سرعت هواپیما نسبتاً پایین است و به همین ترتیب ، کشش حرکت نیز کاهش می یابد ، که منجر به این می شود که نیروی محرک حرکت تقریباً با رانش ناخالص برابر باشد. استفاده از پس سوز در هنگام برخاستن می تواند منجر به افزایش رانش در حدود 30 درصد برای توربوجت و حتی بیشتر در توربوفن های دور کم شود.
در طول سفر ، افزایش رانش مربوط به استفاده از پس سوز حتی بیشتر قابل توجه است زیرا کشش حرکت یکسان است ، آیا مشعل پس از آتش گیر فعال است یا خیر. در واقع ، به دلیل اثر قوچ ، هوای ورودی در این مورد بهتر استفاده می شود.
مثال
یک هواپیما با سرعت 950 کیلومتر در ساعت (263.9 متر بر ثانیه) در حال حرکت است و برای هر کیلوگرم هوا که در ثانیه وارد می شود ، میزان کشش حرکت را می توان به صورت زیر محاسبه کرد:
$1\cdot 263.9=263.9~\textrm{N}$
اگر فرض کنیم که نیروی رانش ناخالص به ازای هر کیلوگرم هوا 762.4 نیوتن متر است ، پس رانش خالص برابر است با:
$762.4-263.9=498.5~\textrm{N}$
با این حال ، اگر فرض کنیم 30 درصد افزایش رانش به دلیل استفاده از یک مشعل پس از سوزش ایجاد می شود ، رانش ناخالص به صورت زیر است:
$1.3\cdot 77.5=991.1~\textrm{N}$
اما برای سرعت داده شده ، رانش خالص به روز شده عبارت است از:
$1.3\cdot 77.5=991.1~\textrm{N}$
این بدان معنی است که افزایش رانش ، در این مورد ، در واقع:
$\frac{727.2}{498.5}\approx 1.46$
یعنی 46، درصد، که البته با افزایش مصرف کلی و اختصاصی سوخت همراه است.
هواپیما
سرعت
اگر یکی از معادلات اصلی رانش ،$T=\dot M(V_j-V)$را در نظر بگیریم و فرض کنیم که سرعت گازهای خروجی ثابت است ، می توان نتیجه گرفت که با افزایش سرعت هواپیما ، کشش حرکت نیز افزایش می یابد و در نهایت منجر می شود کاهش رانش خالص البته به همین دلیل است که حداکثر رانش قابل دستیابی در شرایط استاتیک ثبت می شود.
با این حال ، این برای سرعتهای نسبتاً پایین هواپیما صادق است. با افزایش سرعت هواپیما ، فشار ورودی نیز افزایش می یابد. برای یک ورودی و موتور خوب طراحی شده ، به طور کلی ، این امر منجر به افزایش جرم هوای جذب شده ، افزایش سرعت گازهای خروجی و افزایش رانش خالص می شود. این اثر قوچ نامیده می شود و می تواند با نسبت کل فشار هوا به کمپرسور بر فشار استاتیک هوا در ورودی اندازه گیری شود.
رانش در مقابل سرعت هواپیما
در مورد توربوپراپ ها ، رابطه کمی متفاوت است زیرا نیروی رانش ناشی از گازهای خروجی با افزایش سرعت هواپیما کاهش می یابد. رانش تولید شده توسط ملخ نیز با افزایش سرعت هواپیما کاهش می یابد ، حتی اگر اسب بخار قدرت افزایش یابد.
قدرت شفت در مقابل سرعت هواپیما
ارتفاع
با صعود هواپیما به ارتفاعات بالاتر ، هم دما و هم فشار هوا کاهش می یابد. افت فشار در درجه اول معادل کاهش وزن مخصوص هوا و متعاقباً ، جرم هوای ورودی به موتور برای تعداد معینی دور در دقیقه است. موتورهای مدرن مجهز به سیستم کنترل جریان سوخت خودکار هستند که میزان سوخت ورودی به محفظه احتراق را کاهش می دهد که در نهایت منجر به کاهش رانش خالص می شود.
از طرف دیگر ، کاهش دما چگالی هوا را افزایش می دهد که تا حدودی اثرات افت فشار را خنثی می کند. با این وجود ، در ارتفاع بین 35000 فوت و 65000 فوت ، دما نسبتاً ثابت است (در حدود -56.5 درجه سانتی گراد) ، به این معنی که تغییر فشار تأثیر دقیقی دارد که در بالا توضیح داده شد.
رانش خالص در مقابل ارتفاع
اسب بخار شفت در مقابل ارتفاع
دوران کامل
این یک رابطه نسبتاً ساده است زیرا افزایش سرعت چرخش شفت (ها) منجر به افزایش مکش هوا در موتور و متعاقبا افزایش پمپاژ سوخت در محفظه احتراق می شود. این امر منجر به افزایش رانش خالص (برای توربوفن و توربوجت) و اسب بخار (برای توربوپراپ) می شود ، با این فرض که هیچ یک از محدودیت های عملیاتی محقق نشده باشد.
اقلیم اب هوا
در آب و هوای سردتر ، چه این به دلیل فصلی بودن است و چه به دلیل پرواز در نزدیکی قطب ها ، دمای پایین به طور مداوم با افزایش اندکی در تراکم هوا همراه است. به همین دلیل ، جرم هوای ورودی به موتور در هر دور کمی بیشتر است ، به این معنی که رانش نیز کمی بیشتر است. با این حال ، این شرایط همچنین به این معنی است که کمپرسور برای کار کردن به قدرت کمی بیشتر نیاز دارد. اگر هدف حفظ همان دور در دقیقه بود ، برای حفظ آن باید سوخت بیشتری سوزاند ، اما سیستم های مدرن معمولاً منبع تغذیه را در محیط های سردتر تنظیم می کنند به طوری که دورها در واقع کمی کمتر هستند. همراه با افزایش چگالی هوا هیچ تاثیری بر رانش ندارد.
برای توضیح بیشتر و توضیح بهتر عملکرد سیستم خودکار ؛ سیستم سوخت به گونه ای برنامه ریزی شده است که جریان سوخت را به منظور حفظ دور در دقیقه در محدوده شرایط خارجی تنظیم کند. با کاهش دما ، این تنظیم منجر به افزایش رانش می شود تا زمانی که به مقدار بحرانی فشار هوا در خروجی کمپرسور برسیم. گذشته از این نقطه ، جریان سوخت طوری تنظیم می شود که فشار بدون در نظر گرفتن دور در دقیقه از مقدار بحرانی تجاوز نکند. از شماتیک زیر می توان دریافت که نسبت HP و LP دور در دقیقه با کاهش دما نیز کاهش می یابد. همچنین برای جلوگیری از چرخش بسیار زیاد در تلاش برای ایجاد تعادل بین عملکرد موتور ، مقرراتی در نظر گرفته شده است.
تاثیر دمای هوا بر رانش و دور در دقیقه
اگر سیستم کنترل سوخت در محل برنامه ریزی شده باشد تا نسبت فشار ثابت (و متعاقباً رانش) را حفظ کند ، فقط تا دمای خاصی می تواند این کار را انجام دهد. گذشته از آن نقطه ، جریان سوخت به طور خودکار تنظیم می شود (کاهش می یابد) تا از ایجاد دمای بیش از حد در توربین جلوگیری شود که در نهایت منجر به کاهش رانش می شود.
برای دمای اتمسفری حدود 45 درجه سانتی گراد و بسته به نوع موتور ، کاهش رانش به دلیل آب و هوا به تنهایی می تواند تا 20 باشد. در چنین مواردی ، سیستم های افزایش رانش اضافی (مانند تزریق آب) ممکن است ضروری یا بسیار مفید باشد.
تنظیمات رانش و قدرت
با توجه به موارد فوق ، آشکار شد که عوامل خارجی می توانند تأثیر قابل توجهی بر نیروی قابل تحویل یا قدرت موتورهای مختلف داشته باشند. برای اینکه بتوانیم موتورهای مختلف را بدون در نظر گرفتن شرایط آزمایش مقایسه کنیم ، باید نیروی محرکه را در شرایط بین المللی اتمسفر استاندارد (ISA) بیان کنیم. مثلا:
$T_{adjusted}=T_{stated}\cdot \frac{29.99}{P_0}$
$W_{adjusted}=W_{stated}\cdot \frac{29.99}{P_0}\times \sqrt \frac{273+15}{273+t_0}$
جایی که:
P0 فشار اتمسفر در "جیوه است
t0 دمای جوی در درجه سانتی گراد است
توزیع رانش
تغییر فشار و حرکت گازهای درون موتورهای جت منجر به تولید نیروی محرک جلو و برخی رانش عقب می شود. نیروی محرکه موتور تفاوت بین این دو است. با فشرده شدن هوا نیروی رو به جلو زیادی اعمال می کند و همین امر در مورد دیفیوزر صادق است اما در اندازه بسیار کوچکتر.
همانطور که انتظار می رود ، افزایش دما و فشار در داخل محفظه احتراق ، آن را به بزرگترین کمک به نیروهای پیشرو تبدیل می کند. با این حال ، هنگامی که این توده هوا وارد توربین می شود و افت فشار را تجربه می کند ، شتاب جریان و همچنین انحراف مداوم باعث ایجاد نیروی کشش می شود ، یعنی نیروی عقب. اگرچه برخی از نیروهای جلو در لوله جت برخی موتورها نیز ایجاد می شوند ، اما قسمت اگزوز بیشتر به دلیل کشیدگی در دیواره های نازل پیشران ، نیروی عقب را ایجاد می کند. به طور کلی ، هر زمان که فشار به سرعت تبدیل می شود ، نیروهای عقب به وجود می آیند. هنگامی که سرعت به فشار تبدیل می شود نیروهای پیش رو ایجاد می شوند.
توزیع رانش
پوشش کمپرسور
به طور کلی ، برای محاسبه کل رانش برای هر جزء خاص ، باید آن را جداگانه در شرایط ورودی و خروجی محاسبه کنیم. با این حال ، برای کمپرسور ، می توان فرض کرد که در ورودی فشار (سرعت) و سرعت صفر است. برای اهداف این مثال ، ما آثار و سهم جریان دور زدن را نادیده می گیریم. همچنین داده شده است که در خروجی ، کمپرسور دارای مساحت $A=0.117~\textrm{m}^2$ ، فشار سنج $P=650\cdot 10^3~\textrm{Pa}~(\textrm{N}/\textrm{m}^2)$، سرعت $V_{c2}=120~\textrm{m/s}$ متر بر ثانیه و سرعت جریان جرمی$\dot M=70~\textrm{kg/s}$ در ثانیه سپس رانش را می توان با استفاده از موارد زیر محاسبه کرد:
$T=(A\cdot P)+\dot MV_{c2}-0$
برای روشن شدن ، بیایید واحدها را بررسی کنیم:
$\textrm{m}^2\cdot \frac{\textrm{N}}{\textrm{m}^2}+\frac{\textrm{kg}}{\textrm{s}}\cdot \frac{\textrm{m}}{\textrm{s}}\Leftrightarrow \textrm{N}+\frac{\textrm{kg}\cdot \textrm{m}}{\textrm{s}^2}\Leftrightarrow \textrm{N}+\textrm{N}=\textrm{N}$
جایگزینی داده ها:
$\textrm{m}^2\cdot \frac{\textrm{N}}{\textrm{m}^2}+\frac{\textrm{kg}}{\textrm{s}}\cdot \frac{\textrm{m}}{\textrm{s}}\Leftrightarrow \textrm{N}+\frac{\textrm{kg}\cdot \textrm{m}}{\textrm{s}^2}\Leftrightarrow \textrm{N}+\textrm{N}=\textrm{N}$
مجرای پخش کننده
شرایط ورودی دیفیوزر همان شرایطی است که در انتهای کمپرسور وجود دارد. شرایط انتهای دیفیوزر عبارتند از: مساحت A = 0.132 متر مربع ، فشار سنج P = 655-1010 پا ، سرعت Vd2 = 112 متر بر ثانیه و سرعت جریان جرمی M˙ = 70 کیلوگرم در s سپس رانش را می توان به همان روش محاسبه کرد:
$T=(0.117\cdot 650\cdot 10^3)+70\cdot 120-0=84450~\textrm{N}~=84.45~\textrm{kN (Forward)}$
باز هم ، شرایط ورودی محفظه احتراق با شرایط انتهای دیفیوزر یکسان است. شرایط در انتهای محفظه احتراق به شرح زیر است: مساحت$A=0.132~\textrm{m}^2$مربع ، فشار سنج $P=655\cdot 10^3~\textrm{Pa}$ سرعت $V_{d2}=112~\textrm{m/s}$ متر بر ثانیه و سرعت جریان جرمی $\dot M=70~\textrm{kg/s}$ کیلوگرم /ثانیه سپس رانش را می توان به همان روش محاسبه کرد:
$T=(A\cdot P)+\dot MV_{d2}-84450 \Leftrightarrow$
$T=(0.132\cdot 655\cdot 10^3)+70\cdot 112-84450=$
$94300-84450=9850~\textrm{N}~=9.85~\textrm{kN (Forward)}$
توربین
شرایط انتهای توربین عبارتند از: مساحت $A=0.375~\textrm{m}^2$ متر مربع ، فشار سنج $P=640\cdot 10^3~\textrm{Pa}$، سرعت$V_{ch2}=95~\textrm{m/s}$ بر ثانیه و سرعت جریان جرمی$\dot M=70~\textrm{kg/s}$کیلوگرم در s سپس رانش را می توان به همان روش محاسبه کرد:
$T=(A\cdot P)+\dot MV_{ch2}-(84450+9850) \Leftrightarrow$
$T=(0.375\cdot 640\cdot 10^3)+70\times 95-94300 =$
$246650-94300=152350~\textrm{N}~=152.35~\textrm{kN (Forward)}$
لوله اگزوز و جت
شرایط انتهای لوله جت عبارتند از: مساحت A = 0.420 متر مربع ، فشار سنج$P=145\cdot 10^3~\textrm{Pa}$ ، سرعت $V_{t2}=270~\textrm{m/s}$ متر بر ثانیه و سرعت جرم$\dot M=70~\textrm{kg/s}$ کیلوگرم /ثانیه سپس رانش را می توان به همان روش محاسبه کرد:
$T=(A\cdot P)+\dot MV_{t2}-(84450+9850+152350) \Leftrightarrow$
$T=(0.310\cdot 145\cdot 10^3)+70\cdot 270-246650 =$
$63850-246650=-182800~\textrm{N}~=-182.8~\textrm{kN (Rearward)}$
نازل
شرایط در انتهای نازل به شرح زیر است: مساحت$A=0.215~\textrm{m}^2$ متر مربع ، فشار سنج $P=40\cdot 10^3~\textrm{Pa}$ ، سرعت$V_{n2}=585~\textrm{m/s}$متر بر ثانیه و سرعت جریان جرمی$\dot M=70~\textrm{kg/s}$ کیلوگرم در s سپس رانش را می توان به همان روش محاسبه کرد:
$T=(A\cdot P)+\dot MV_{n2}-(84450+9850+152350-182800+10700) \Leftrightarrow$
$T=(0.215\cdot 40\cdot 10^3)+70\cdot 585-74550 =$
$49550-74550=-25000~\textrm{N}~=-25.0~\textrm{kN (Rearward)}$
جمع بندی موارد فوق معادل 257.35 کیلو نیوتن رانش به جلو و 207.80 کیلو نیوتن رانش عقب است ، و نیروی محوری 49.55 کیلو نیوتن تولید می کند. حال اگر بخواهیم موتور را به عنوان یک کل در نظر بگیریم و فقط شرایط انتهای نازل را در نظر بگیریم (و شرایط قفل شده را فرض کنیم) ، محاسبه رانش برای شرایط یکسان خواهد بود:
$T=(P-P_0)\cdot A+\dot MV_{n2}-0 \Leftrightarrow$
$T=(40\cdot 10^3-0)\cdot 0.215+70\cdot 585=49550~\textrm{N}~=49.55~\textrm{kN (Forward)}$
پس سوز
اگر در حال حاضر فرض کنیم که همان موتور مجهز به یک مشعل پس از سوخت است ، می توانیم نیروی محرکه را در نازل دوباره محاسبه کنیم. شرایط در انتهای نازل عبارتند از: مساحت $A=0.300~\textrm{m}^2$ متر مربع ، فشار سنج $P=35\cdot 10^3~\textrm{Pa}$ ، سرعت $V_{n2}=730~\textrm{m/s}$متر بر ثانیه و سرعت جریان جرمی $\dot M=71~\textrm{kg/s}$ کیلوگرم در s سپس رانش را می توان به همان روش محاسبه کرد:
$T=(A\cdot P)+\dot MV_{n2}-(84450+9850+152350-182800+10700) \Leftrightarrow$
$T=(0.300\cdot 35\cdot 10^3)+71\cdot 730-74550 =$
$62330-74550=-12220~\textrm{N}~=12.22~\textrm{kN (Rearward)}$
این بدان معناست که نیروی عقب 12.78 کیلو نیوتن کاهش یافته و نیروی محرکه موتور به 62.33 کیلو نیوتن افزایش یافته است که کمی بیش از 25 درصد افزایش یافته است!
کارایی پیشرانه
قبلاً اشاره کردیم که کارایی پیشرانه به شکل زیر است:
$\eta_{prop}=\frac{\dot W_t}{\dot W_k}$
خیر
w ، ما این عبارت را برای سه مورد تغییر می دهیم. اولاً و برای یک موتور جت بسیار ساده ، می توان فرض کرد:
$\eta_{prop}=\frac{2V}{V_j+V}$
برای موتور جت با نازل اگزوز خفه شده ، این شکل را می گیرد:
$\eta_{prop}=\frac{[(P_8-P_0)A+\dot M(V_j-V)]V}{[(P_8-P_0)A+\dot M(V_j-V)]V+\frac{1}{2}\dot M(V_j-V)^2}$
و سرانجام ، ما واقع بینانه ترین شکل را برای یک توربوفن دو جریان داریم که در آن جریان اصلی دارای خواص M1 و Vj1 و جریان دور زدن دارای ویژگی های M2 و Vj2 است. سپس ما داریم:
$\eta_{prop}=\frac{\dot M_1(V_{j1}-V)V+\dot M_2(V_{j2}-V)V}{\dot M_1(V_{j1}-V)V+\dot M_2(V_{j2}-V)V+\frac{1}{2}\dot M_1(V_{j1}-V)^2+\frac{1}{2}\dot M_2(V_{j2}-V)^2}$
سرعت هواپیما
اگر به ساده ترین عبارت برای کارایی پیشرانه نگاه کنیم ، به نظر می رسد که با افزایش سرعت هواپیما ، کارایی آن نیز افزایش می یابد. برای شرایط استاتیک ηprop = 0 و حداکثر مقدار ηprop = 1 هنگامی که V = Vj به دست می آید. اگر فرض کنیم که سرعت گازهای خروجی ثابت است ، رابطه بین سرعت هواپیما و بازده پیشرانه سهمی است.

برای توربوپراپ ، بازده پیشرانه زمانی به حداکثر می رسد که هواپیما با سرعت 300-400 مایل بر ساعت حرکت می کند. در چنین مواردی ، افزایش بیشتر سرعت منجر به کاهش سریع کارایی می شود. این امر به این دلیل است که در دورهای بالاتر ، نوک های پروانه می توانند به سرعت صوتی نزدیک شوند و امواج ضربه ای ایجاد کنند که به طور قابل توجهی بر عملکرد آنها تأثیر می گذارد. در طرف مقابل ، توربوجت هایی با بای پس کم یا بدون دور در سرعت های بسیار بالا کارآمد هستند. این اختلاف به طور موثری باعث توسعه توربوفن های متوسط ​​تا زیاد با 2 یا 3 قرقره شد که پتانسیل هر محور را تا آنجا که به سرعت چرخش مربوط می شود بهینه می کند.
ارتفاع
با صعود هواپیما به ارتفاعات بالاتر ، سرعت گازهای خروجی Vj به دلیل کاهش مقاومت در برابر هوای جوی افزایش می یابد. این به طور معمول منجر به کاهش بازده پیشرانه می شود مگر اینکه سیستم تامین سوخت برای حفظ نسبت $V_j/V$ ثابت برنامه ریزی شده باشد.
مصرف ویژه سوخت
دستیابی به مصرف خاص سوخت و نسبت رانش به وزن از پارامترهای مهم طراحی برای همه موتورهای جت و به ویژه برای هوافضا غیرنظامی است. در چند دهه گذشته پیشرفتهای مکانیکی ، آیرودینامیکی و مواد متعددی منجر به موتورهای سبک تر با SFC بسیار بهبود یافته شده است. استفاده از نسبتهای بای پس به طور فزاینده و مواد کامپوزیتی نیز باعث کاهش وزن و افزایش کارایی شده است.
مصرف ویژه سوخت به طور مستقیم با کارایی حرارتی و پیشرانه موتور ارتباط دارد. بازده حرارتی بستگی به نسبت فشار و دمای گاز در ورودی توربین دارد. افزایش بیشتر دمای توربین با استفاده از مواد مورد استفاده محدود می شود و حتی اگر این مسئله مهم نبود ، دمای بالاتر نیز منجر به افزایش سرعت گازهای خروجی و در نتیجه کاهش بازده پیشرانه می شود. در موتورهای مدرن تر و نسبت دور بالا می توان با برخورد با دماهای بالای گازهای خروجی اما سرعتهای خروجی کم تا متوسط ​​، به بازده حرارتی و پیشرانه ای بالایی دست یافت.
علاوه بر این ، توربین های مورد استفاده در توربوجت ها سنگین تر از توربوفن های دو قرقره هستند ، زیرا کل توده هوا باید از توربین های قبلی عبور کند. به طور مشابه ، موتورهای دور بالا معمولاً به کمپرسورهای کوچکتر و سبک تر و محفظه محرک نیز نیاز دارند. به طور کلی ، هسته موتورهای با دور بالا کوتاهتر از توربوجت ها با همان درجه رانش هستند و کاهش وزن کل تا 20 است.
موتورهای سه گانه دارای یک مزیت دیگر هستند زیرا عملکرد آیرودینامیکی بسیار بهبود یافته باعث کاهش تعداد کل مراحل در کمپرسور و توربین می شود.
سرعت هواپیما
همانطور که قبلاً بحث شد ، افزایش سرعت هواپیما منجر به افزایش جرم هوا در موتور می شود ، که به طور خودکار منجر به تزریق سوخت اضافی برای حفظ نسبت سالم هوا به سوخت می شود. رابطه بین SFC و سرعت هواپیما تقریباً خطی است ، همانطور که در زیر نشان داده شده است.
از عبارت استاندارد برای رانش:
$T=\dot M(V_j-V)$
همچنین درست است که:
$\dot M=\dot M_a+\dot M_f$
نسبت هوا به سوخت را می توان مجدداً مرتب کرده و در معادله رانش جایگزین کرد:
$\frac{\dot M_a}{\dot M_f}=\mu$
$\dot M=(\mu+1)\dot M_f$
$T=(\mu+1)\dot M_f(V_j-V)\Leftrightarrow \frac{\dot M_f}{T}=\frac{1}{\mu+1}\cdot \frac{1}{V_j-V}$
SFC در مقابل سرعت هواپیما
ارتفاع
SFC تغییرات قابل توجهی را در طیف وسیعی از ارتفاعات نشان نمی دهد. با صعود هواپیما ، SFC کمی کاهش می یابد قبل از اینکه دوباره به سطحی برسد که تا حدی بالاتر از سطح دریا است. این مورد برای هر دو توربوجت/توربوفن صادق است

[rohamavation]

افزایش راندمان موتور جت

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 کنه
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

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

ورودی های هوا در موتور جت

ورودی هوای یک موتور توربین گاز یا در خود قاب تعبیه شده است، اگر موتور در بدنه هواپیما نصب شده باشد. طراحی شده است تا هوای بدون تلاطم را برای کمپرسور مرحله اول موتور فراهم کند، با حداقل اتلاف انرژی از طریق ورودی.
برای اینکه آن به طور رضایت بخش کار کند، هوا باید با فشار یکنواخت به کمپرسور برسد که به طور یکنواخت در تمام سطح مرحله اول توزیع شود.
ورودی نوع پیتوت
ساده ترینصوت - معمولاً من را به شکل یک مجرای واگرا می گیرد. در حالی که هواپیما با سرعت معقول در حال حرکت است، واگرایی رخ می دهد، کاهش سرعت جریان هوا بین لبه ورودی و ورودی کمپرسور، و ثانیا، افزایش فشار هوا در ورودی کمپرسور. با این حال، در حالی که موتور در یک هواپیمای ساکن کار می کند، فشار در ورودی کمپرسور تحت فشار محیط است. این به این دلیل است که کمپرسور موتور سرعت جریان هوا را از طریق ورودی افزایش می دهد.
درب های ورودی هوای ثانویه -
در هواپیماهای خاصی مورد نیاز است تا در طول عملیات با قدرت بالا، هنگامی که هواپیما ثابت است یا با سرعت کم، جریان هوای اضافی به سطح کمپرسور برسد.
ورودی های مافوق صوت (دیفیوزر) به یک نوع ورودی نیاز دارند زیرا موتور نمی تواند جریان هوای مافوق صوت را کنترل کند.
کمپرسورها شکل آبگیر، مقطع دایره ای تک ورودی است. نوع "پیتوت". وقتی هوا روی موتورهای بال نصب می شود، معمولاً مستقیماً از طریق ورودی جریان می یابد.
با این حال، زمانی که در موتورهایی که در پایین باله هواپیما نصب شده اند استفاده می شود، می تواند یک مجرای S شکل داشته باشد.
نوع ورودی پیتوت، به دلیل سرعت رو به جلوی هواپیما، استفاده از اثر قوچ را در هوا به حداکثر می‌رساند و با تغییر وضعیت هواپیما، تنها از حداقل کاهش فشار قوچ متحمل می‌شود.
هنگامی که موتور روی هواپیمای ساکن کار می کند، فشار در ورودی کمپرسور کمتر از فشار محیط است. این به این دلیل است که کمپرسورهای موتور سرعت جریان هوا را از طریق ورودی افزایش می دهند.
دریافت مادون
برای افزایش کارایی یک موتور توربین گازی، هوای وارد شده به آن باید قبل از افزودن سوخت فشرده شده و در محفظه های احتراق بسوزد.
مزایا و معایب کمپرسور گریز از مرکز
ساخت آن قوی تر، آسان تر و ارزان تر از جریان محوری است.
منفی
کمپرسور جریان محوری (40:1) می تواند نسبت تراکم بالاتری نسبت به گریز از مرکز داشته باشد. (12:1)
جریان محوری نیروی رانش بیشتری ایجاد می کند
اصول کمپرسور گریز از مرکز
با واگرایی بین تیغه های پروانه، فشار و سرعت هوا با جریان به سمت بیرون بین آنها افزایش می یابد. هوا از نوک پروانه خارج شده و به قسمت دیفیوزر می رود. بخش دیفیوزر سیستمی از مجراهای واگرا لوازم التحریر است که برای تبدیل انرژی جنبشی جریان هوا به انرژی پتانسیل طراحی شده است.
همچنین نسبت تراکم یک کمپرسور گریز از مرکز می تواند در نسبت 4:1 باشد که در نتیجه فشار خروجی کمپرسور چهار برابر بیشتر از فشار ورودی آن خواهد بود. وجود دو کمپرسور/مرحله گریز از مرکز امکان پذیر نیست (12:1)
اصول کمپرسور جریان محوری
مرحله اول ردیفی از پره های روتور، از بخش ایرفویل است که به یک دیسک بسته می شود و به دنبال آن یک ردیف پره های استاتور قرار می گیرد. پره های استاتور به محفظه بیرونی کمپرسور بسته می شوند و فضاهای بین پره های روتور و پره های استاتور گذرگاه های واگرا را تشکیل می دهند. در پره های استاتور، با تبدیل انرژی جنبشی به انرژی فشار، فشار هوا افزایش می یابد. فشار در هر مرحله به نسبت 1:1 یا 1.2:1 افزایش می یابد.
برای دستیابی به نسبت تراکم مورد نیاز موتورهای قدرتمند، بسیاری از مراحل روتور باید در یک شفت نصب شوند که توسط توربین آن حرکت می کند. (فشار خروجی (91P.S.I) است
بنابراین تعدادی از مراحل روتور کمپرسور روی یک شفت که توسط یک توربین به حرکت در می‌آید اغلب قرقره نامیده می‌شود.
کنترل جریان هوا
پره های راهنمای ورودی متغیر -
برای موتورهایی که مستعد توقف کمپرسور در R.P.M کم یا در هنگام شتاب یا کاهش سرعت موتور هستند نصب می شوند. همانطور که در تصویر نشان داده شده است در مقابل اولین مرحله روتور نصب می شوند.
در تراکم بالا، VIGV ها چرخش وارد شده به جریان هوا را کاهش می دهند و در نتیجه زاویه حمله صحیح هوا را که روی پره های روتور جریان می یابد حفظ می کنند.
پره های متغیر استاتور - برای به حداقل رساندن مشکلات جریان هوا که ممکن است پس از اولین مرحله روتور رخ دهد، برخی از موتورها پره های استاتور را نصب می کنند.
هوای کمپرسور از قسمت کمپرسور موتور توربین گاز خارج می شود تا از توقف کمپرسور جلوگیری کند و سیستم های تهویه مطبوع و فشار کابین را راه اندازی کند. همچنین ممکن است هوا از کمپرسور برای کنترل لایه مرزی خارج شود.
کمپرسورهای چند قرقره - طراحی شده در دو بخش مجزا فشار بالا و پایین. در موتورهای قدرتمندتر، فشار متوسطی وجود دارد.

[rohamavation]

تفاوت بین موتورهای جت جنگنده و موتور هواپیماهای جت

فاوت اصلی این است که موتورهای هواپیماها توربوفن های بای پس بالا هستند: موتور جت آن فن عظیم را در جلو می چرخاند و بیشتر نیروی رانش از آن ناشی می شود. موتورهای جت جنگنده به سختی هوا را دور می زنند. هر چیزی که از طریق ورودی ها می آید از طریق موتور عبور می کند.جت های نظامی توربوجت خالص هستند در حالی که هواپیماهای مسافربری فن جت هستند. ، جت های جنگنده مدرن از موتورهای توربوفن کم بای پس استفاده می کنند. آنها دیگر از توربوجت استفاده نمی کنند. چیزی که موتورهای بای پس پایین را از موتورهای بای پس بالا هواپیماهای جت مدرن متمایز می کند این است که جریان جرم کمتری از طریق مجرای بای پس نسبت به موتورهای هواپیماهای تجاری دارند.
توربوفن های بای پس پایین در مقایسه با توربوفن های بای پس بالا در سرعت های بالاتر کارایی بیشتری دارند. اندازه کوچکتر توربوفن های بای پس پایین به این معنی است که هواپیما را می توان با "دفن کردن" موتورها در بدنه هواپیما مخفی تر کرد، که در مورد توربوفن های بای پس بالا غیرممکن است
این فن هوای با سرعت پایین‌تری تولید می‌کند که به عنوان عایق هوای پرانرژی تولید شده توسط هسته موتور عمل می‌کند و در نتیجه صدا را کاهش می‌دهد. صدای جت برش هوای پرانرژی در برابر هوای کم انرژی است.در عوض، جنگنده‌ها از توربوفن‌های بای پس کم استفاده می‌کنند، برخلاف توربوفن‌های بای پس بالا که در هوانوردی تجاری استفاده می‌شوند. در اینجا تفاوت در مقدار جریان هوای بای پس است - جنگنده ها نسبت بای پس کمی دارند، در حدود 0.3 - 1.5. چیزی که این عدد نشان می دهد، این است که به ازای هر 1 قسمت هوایی که از هسته موتور عبور می کند، 0.3 - 1.5 قسمت به عنوان هوای بای پس دور آن می چرخد! این در مقایسه با توربوفن های تجاری که دارای نسبت بای پس بین 8 تا 12 هستند بسیار کوچک است.
جریان هوای بای پس کم در جنگنده‌ها دقیقاً نیروی رانش اضافی یا صرفه‌جویی در مصرف سوخت را فراهم نمی‌کند، اما در عوض برای هدایت جریان بر روی پس‌سوخت‌ها به منظور خنک‌سازی، و همچنین ایجاد یک «پوشش هوا» روی اگزوز استفاده می‌شود که صدای کلی ناشی از خروجی را کاهش می‌دهد. هواپیما بنابراین آنها ویژگی های مشترک با توربوجت - در آن Thrust over Economy!
2. استفاده از توربوفن های با نسبت بای پس کم: - جت های جنگنده مدرن از توربوفن استفاده می کنند. اما در اینجا به راندمان سوخت و صدا اهمیت کمتری داده می شود. توربوفن های بای پس پایین نسبت به توربوفن های بای پس بالا بسیار قادر به سرعت های مافوق صوت بالاتر هستند.
این توربوفن ها سرعت خروجی بالایی دارند زیرا مقدار هوای دور زده در مقایسه با جریان هوای هسته داغ و باش سرعت بالا کمتر است. از آنجایی که سرعت اگزوز بیشتر است، می توانند به سرعت های بسیار بالاتری دست یابند.
3. در مقایسه با توربوفن های تجاری فضای ورودی کوچکی داشته باشد: - از آنجایی که جت های جنگنده با سرعت مافوق صوت پرواز می کنند، منطقه ورودی موتور در مقایسه با توربوفن های تجاری بسیار کمتر است. مساحت کمتر به معنای کشش کمتر در سرعت های بالاتر است.
4. دارای نازل جت بردار رانش: - بردار رانش توانایی یک هواپیما برای تغییر جهت رانش برای کنترل ارتفاع و سرعت زاویه ای هواپیما است. همراه با استفاده از سطوح کنترل پرواز، آنها از بردار رانش برای چرخاندن، غلتیدن و چرخاندن هواپیما در سرعت های بالا استفاده می کنند.
5. داشتن نازل واگرا همگرا: - موتورهای جت های جنگنده از نازل واگرای همگرا برای افزایش سرعت گازهای خروجی استفاده می کنند. همگرا کردن نازل، سرعت گازهای خروجی را تسریع می کند تا نیروی رانش را افزایش دهد.
تفاوت بین موتورهای توربوجت و توربوفن چیست؟
توربوجت ها و توربوفن ها در واقع بسیار شبیه هستند:
هر دو موتور توربین هستند.
هر دو نیروی رانش را از اگزوز جت ایجاد می کنند.
و هر دو دارای یک ابزار چرخان در جلو هستند که می توان آن را فن نامید. اگر چه در مورد توربوجت به آن فن نمی گویند بلکه مرحله اول کمپرسور نامیده می شود.\
بین یک توربوجت و یک توربوفن بای پس پایین وجود دارد
در یک توربوجت، تمام هوا از طریق موتور مناسب، از طریق محفظه احتراق وکلیه مراحل پره های توربین کمپرسور و پس از احتراق.
در یک توربوفن، مقداری از هوا فقط توسط یک فن به اطراف بقیه موتور هل داده می شود. این "بای پس" است. همانطور که هارپر اشاره می کند، اساساً با یک توربوپراپ یا استخراج سایر کارهای مکانیکی از یک موتور توربین با انجام بیشتر اگزوز برای چرخاندن شفت تفاوتی ندارد.
توربوفن بای پس کم در مقابل بالا به میزان هوای اطراف محفظه احتراق می پردازد.
در یک توربوفن بای پس بالا، تقریباً تمام نیروی رانش از طرف فن می آید، با شفت های توربو تقریباً تمام کار را از اگزوز جت برای تأمین انرژی فن استخراج می کنند. نیروی رانش حاصل از محصولات احتراق داغ که از پشت خارج می شود جزئی است.
در یک توربوفن بای پس کم، بخش خوبی از نیروی رانش هنوز از قسمت جت می آید، بنابراین بخشی از راه بین یک توربوجت خالص و یک توربوفن بای پس بالا مدرن است. برای سرعت‌های بالاتر و واکنش سریع‌تر دریچه گاز بدون فن بزرگ برای چرخش بهتر است.
جنگنده‌های جت اولیه اغلب از توربوجت‌های خالص استفاده می‌کردند، اما جنگنده‌های F-14، F-15، F-16 و دیگر جنگنده‌ها در آن دوره‌ها و جدیدتر از توربوفن‌های بسیار کم بای پس استفاده می‌کردند.توربوفن شبیه موتور ملخی کلاسیک و بصری است. تیغه‌های فن هوا را مانند یک فن در خانه شما فشار می‌دهند و محفظه موتور آن جریان هوا را به سمت عقب هدایت می‌کند. مقداری از هوا نیز باید وارد هسته موتور شود تا سوخت را اکسید کند تا انرژی تولید شود که محور پروانه را به حرکت در می‌آورد، اما بیشتر آن به دور هسته می‌چرخد و از پشت خارج می‌شود. در اصل، تیغه‌های فن هوا را «فشار می‌دهند»، زیرا ممکن است خود را از دیوار استخر فشار دهید تا بدن خود را در آب تسریع کنید (یا بهتر است، درست همانطور که دست و پا زدن در آب شما را در حین هل دادن آب به جلو هل می‌دهد. رو به عقب). توجه داشته باشید که اگزوز موتور در اینجا نقش مستقیمی در ایجاد نیروی رانش ندارد، نیروی رانش از پره های بزرگ فن می آید که هوا را به عقب می راند.
به عنوان یک قیاس، یک خودرو را در نظر بگیرید: سوخت در موتور با مخلوط کردن آن با اکسیژن هوا می سوزد (اغلب با استفاده از توربوشارژری که هوا را فشرده می کند تا سوخت را سریعتر بسوزاند، که موتور توربوفن نیز از آن استفاده می کند). سوزاندن سوخت پیستون ها را فشار می دهد و سپس محور محرک (پروانه) را می چرخاند. سپس شفت محرک (پروانه) چرخ‌ها (پره‌های فن) را می‌چرخاند که از روسازی (هوای اطراف پره‌های فن) خارج می‌شوند تا خودرو (هواپیما) را به جلو هل دهند. باز هم توجه داشته باشید که اگزوز ماشین شما نقش مستقیمی در راندن ماشین به جلو ندارد، فقط محصول جانبی سوختن سوخت است.
توربوجت
از طرف دیگر یک توربوجت دقیقاً همانطور که از نامش پیداست یک جت است. تمام هوا را به داخل هسته موتور هدایت می کند، آن را با سوخت مخلوط می کند و آن را فشرده می کند تا به دمای بالا و یک گرادیان فشار زیاد برسد، به سرعت هوا را شتاب می دهد و آن را مانند یک موشک از پشت پرتاب می کند. فیزیک شبیه به پوشاندن انتهای شیلنگ باغ با انگشت شست برای افزایش سرعت جریان آب است. با این حال، در این مورد، شما همچنین آن را با سوخت مخلوط می کنید تا دمای آن را افزایش دهید و سرعت را حتی بیشتر کنید. سپس نیروی رانش با بیرون راندن اگزوز موتور با دمای بالا و سرعت بالا به عقب ایجاد می شود، که شبیه به روشی است که یک موشک کار می کند. تفاوت این است که یک توربوجت از هوای فشرده به عنوان اکسید کننده استفاده می کند در حالی که یک موشک باید اکسید کننده خود را حمل کند (زیرا در فضا هوا وجود ندارد!). توجه داشته باشید که موتور هنوز دارای پره های فن است که برای عقب راندن هوا و فشرده سازی آن لازم است. این را در مقابل یک رمجت قرار دهید، که موتوری است که بر اساس همان اصل کار می‌کند اما فقط با سرعت بسیار بالا کار می‌کند که فشار هوای ورودی برای کارکرد موتور بدون کمک فن کافی باشد. در هر صورت، کلمه "جت" به این معنی است که نیروی رانش توسط جریانی از اگزوز با سرعت بالا که به سمت عقب موتور هدایت می شود، ایجاد می شود، یعنی اگزوز نقش اصلی آنچه را که برای تولید نیروی رانش به بیرون پرتاب می شود، ایفا می کند.
در صورتی که مشخص نباشد، پیشوند "turbo" به مرحله فشرده سازی اشاره دارد. هوای فشرده تراکم اکسیژن بیشتری دارد
موتور توربوفن
موتور توربوفن نیز یك توربین گازی است كه شباهت بسیار زیادی به موتور توربوجت دارد. به مانند توربوجت از سه بخش اصلی كمپرسور ؛ محفظه ی احتراق و توربین گازی تشكیل شده است. تنها تفاوت این دو نوع موتور جت (توربوفن ؛ توربوجت) در این است كه در موتور توربوفن یك فن اضافی هم وجود دارد كه مانند كمپرسور توسط قسمت توربینی موتور چرخانده می شود.
مقداری از هوای تولیدی (شتاب داده شده) از كنار هسته ی موتور عبور كرده و به داخل موتور نشده و از اگزوز خارج می شود. این هوای بایپس (Bypass) شده كه از كنار هسته ی موتور عبور می كند سرعت بسیار كمتری نسبت به هوای تولیدی در مركز موتور دارد با این تفاوت كه مقدار آن بسیار زیاد تر است.
از این رو تولید نیرو در این موتورها در دورها و سرعت های پایین و كمتر از سرعت صوت (Subsonic) بسیار بهتر از موتورهای توربوجت انجام می پذیرد و هواپیماهای مسافربری غالبا از این نوع موتور استفاده می كنند. اما به دلیل ورودی هوای بسیار بزگتر نسبت به موتورهای توربوجت درگ (Drag) بیشتری تولید می كنند.
دو نوع موتور توربوفن به طور عمده وجود دارد :
موتور توربوفن (Low Bypass)
موتور توربوفن (High Bypass)
در موتورهای لوبایپس مقدار بایپس تقریبا دو برابر است. این بدین معنی است كه برای مثال اگر مقدار یك كیلوگرم هوا وارد هسته ی موتور شود ؛ مقدار دو كیلوگرم هوا از كنار موتور بایپس شده و از اگزوز خارج می شود. موتورهای لوبایپس معمولا از یك خروجی (nozzle) اگزوز استفاده می كنند. به این معنی كه هم هوای تولیدی هسته ی موتور و هم هوای تولیدی بایپس شده از یك خروجی خارج می شوند.
موتورهای بایپس بالا معمولا مقدار بیشتری از هوا را بایپس می كنند و این مقدار تا 6 برابر هوای ورودی به مركز موتور افزایش می یابد. این نوع توربوفن ها معمولا مقدار بسیار زیادتری از نیروی تراست (thrust) را نسبت به لوبایپس ها ایجاد می كنند و این موضوع به خاطر حجم بسیار زیادتر هوایی است كه فن به آن شتاب می دهد. این موتورها همچنین بسیار كارامد تر از موتورهای لوبایپس (Low Bypass) هستند

اسکرام جت چیست و چگونه کار می کند؟

در مقایسه با توربوجت ها، رم جت ها هیچ قسمت متحرکی ندارند. اسکرامجت ها (رامجت های احتراقی مافوق صوت) موتورهای رم جت هستند که در آنها جریان هوا در کل موتور مافوق صوت باقی می ماند.از آنجایی که اسکرام جت از هوای خارجی برای احتراق استفاده می کند، در مقایسه با موشک که باید تمام اکسیژن خود را حمل کند، یک پیشرانه کارآمدتر برای پرواز در جو است. اسکرمجت ها برای پروازهای مافوق صوت در جو بسیار مناسب هستند.یک رم جت با احتراق سوخت در جریانی از هوا که توسط سرعت رو به جلوی خود هواپیما فشرده می شود، عمل می کند، برخلاف موتور جت معمولی، که در آن بخش کمپرسور (پره های فن) هوا را فشرده می کند. جریان هوا از طریق یک موتور رمجت مادون صوت یا کمتر از سرعت صوت است. خودروهای رمجت از حدود 3 تا 6 ماخ کار می کنند.
اسکرام جت (رام جت احتراقی مافوق صوت) یک موتور رم جت است که در آن جریان هوا از طریق موتور مافوق صوت یا بیشتر از سرعت صوت باقی می‌ماند. پیش‌بینی می‌شود که خودروهای اسکرام‌جت با سرعت حداقل 15 ماخ کار کنند. آزمایش‌های زمینی احتراق‌های اسکرم جت این پتانسیل را نشان داده است، اما هیچ آزمایش پروازی از پرواز X-43A 9.6 ماخ فراتر نرفت. تصویر زیر را ببینید.
این گرافیک نحوه ترکیب هوا و سوخت را با سرعت های مافوق صوت در داخل یک موتور اسکرام جت توضیح می دهد
تصویر بالا: این گرافیک ساده‌شده نشان می‌دهد که چگونه هوا و سوخت با سرعت‌های مافوق صوت در داخل یک موتور جت اسکرام‌جت مخلوط می‌شوند تا خودرو را به سرعت چند برابر
موتور اسکرام جت چیست؟
تصویری از یک هواپیمای جت با موتور اسکرام جت در پایین متصل شده است. این یک نوع موتور جت رمجت است که در آن احتراق در جریان هوای مافوق صوت انجام می شود.
از آنجایی که Scramjet اساسا یک Ramjet با تنوع است، اگر فرآیند یادگیری خود را از Ramjet شروع کنیم آسان خواهد بود. بیایید ابتدا با اصول اولیه شروع کنیم - تفاوت بین موتور جت و موتور موشک.
تفاوت اصلی موتور جت و موشک چیست؟
تفاوت اصلی این است که یک موشک منبع اکسیژن خود (مخزن اکسید کننده) را برای احتراق حمل می کند در حالی که یک موتور جت از اکسیژن جو برای احتراق استفاده می کند. این باعث می شود موتور موشک در مقایسه با موتورهای جت انرژی کمتری داشته باشد.
AIR 6 Meera K درباره سری تست آنلاین ClearIAS Prelims
موتور جت
موتور جت ماشینی است که سوخت مایع و پر انرژی را به نیروی فشار قوی به نام رانش تبدیل می کند. نیروی رانش از یک یا چند موتور هواپیما را به جلو می راند و هوا را مجبور به عبور از بال های علمی آن می کند تا نیرویی به سمت بالا به نام لیفت ایجاد کند که آن را به سمت آسمان هدایت می کند.
اولین موتور جت عملیاتی توسط Hans von Ohain آلمانی ساخته شد. اما اعتبار کشف آن به فرانک ویتل (1930)
فرآیندهای اصلی در موتور جت
یک موتور جت دارای 3 فرآیند اصلی است:
1. فشرده سازی
فشار هوای محبوس شده در داخل محفظه را افزایش می دهد.
2. احتراق
با آزاد کردن انرژی گرمایی از سوخت، دمای مخلوط هوا و سوخت را افزایش می دهد.
3. اگزوز
سرعت گازهای خروجی را افزایش می دهد و در نتیجه به وسیله نقلیه نیرو می دهد (قانون سوم حرکت نیوتن)
انواع موتور جت
توربوجت، رم جت و اسکرام‌جت همه موتورهای جت و توربین‌های گازی به طور کلی به یک روش کار می‌کنند. از این رو، همه آنها پنج جزء کلیدی مشترک دارند: ورودی، کمپرسور، محفظه احتراق و توربین (که دقیقاً به ترتیب چیده شده اند) با یک میل محرک که از آنها عبور می کند. موتورهای جت با وجود شباهت هایی که دارند، در اجزای اضافی متفاوت هستند. انواع اصلی موتورهای جت بر اساس نحوه فشرده شدن هوا در موتور به شرح زیر است:
1. توربو جت
موتور جت توربو یک موتور جت با تنفس هوا است. این یکی از رایج ترین انواع موتورهای جت است. هنوز هم به طور گسترده در هواپیما استفاده می شود.
2. موتورهای توربوفن
توربوفن‌ها با توربوجت‌ها به دلیل داشتن یک جزء اضافی - یک فن - متفاوت هستند. فن هوا را می مکد و سپس بیشتر فشرده می شود و احتراق در مشعل اتفاق می افتد.
3. RAMJET
حرکت رو به جلو با سرعت بالا برای فشرده سازی هوا استفاده می شود (بدون کمپرسور). سوخت به داخل محفظه احتراق تزریق می شود و در آنجا با هوای داغ فشرده مخلوط شده و مشتعل می شود. میانگین سرعت رمجت 3-6 ماخ است. اما راندمان رم جت زمانی که خودرو به سرعت های مافوق صوت می رسد شروع به کاهش می کند.
4. SCRAMJET
در اینجا نیز از حرکت رو به جلو با سرعت بالا برای فشرده‌سازی هوا استفاده می‌شود (بدون کمپرسور)، اما این یک پیشرفت نسبت به موتور رم جت است زیرا به طور موثر در سرعت‌های مافوق صوت کار می‌کند و احتراق مافوق صوت را امکان‌پذیر می‌کند. سرعت بیشتر از 6 ماخ (شش برابر سرعت صدا) است.
5. رمجت دوگانه (DMRJ)
نوع موتور جت که در آن رم جت در محدوده 4 تا 8 ماخ به اسکرام جت تبدیل می شود، بنابراین، می تواند در حالت احتراق مافوق صوت و مافوق صوت عمل کند.
اصل عملکرد یک موتور اسکرام جت
برای شلیک چیزی به هوا نیاز داریم، آن اکسیژن است. موشک‌ها معمولاً اکسیژن را در مخزن اکسیدکننده حمل می‌کنند، حتی زمانی که در جو زمین حرکت می‌کنند. اما، اگر بتوانیم در این مدت از اکسیژن اتمسفر استفاده کنیم، انرژی کارآمد خواهد بود. اینجا اهمیت موتور اسکرام جت می آید.
موتور اسکرام جت طراحی شده توسط ISRO از هیدروژن به عنوان سوخت و از اکسیژن هوای اتمسفر به عنوان اکسید کننده استفاده می کند. این سیستم را بسیار سبک تر، کارآمدتر و مقرون به صرفه تر می کند.
موتور اسکرام جت آزمایشی بر روی موشک صداگذاری روهینی 560 (راکت پژوهشی) به فضا پرتاب شد. این RH 560 یک راکت دو مرحله ای با فناوری پیشرفته (ATV) است و توسط ISRO برای آزمایش موتور اسکرام جت طراحی و توسعه یافته است. ATV سنگین ترین موشک با صدای 3 تنی است که تا به امروز توسط ISRO ساخته شده است.
هند و فناوری اسکرام جت
هند تلاش‌ها را برای فناوری Scramjet از مدت‌ها قبل آغاز کرده بود و ما در سال 2006 یک آزمایش زمینی انجام دادیم که طراحی موتور را تأیید کرد. و اکنون، هند چهارمین کشوری است که ادعای آزمایش موفقیت آمیز موتور اسکرام جت را دارد. Scramjet - چالش ها
همانطور که قبلا ذکر شد، Scramjet نداردیک کمپرسور برای فشرده سازی هوا، در عوض از حرکت رو به جلو با سرعت بالا برای فشرده سازی هوا استفاده می کند. بنابراین اسکرام جت نمی تواند نیروی رانش کارآمد ایجاد کند مگر اینکه تا سرعت بالا تقویت شود. از اینجا فهمیدیم که موتور اسکرام جت تا زمانی که به سرعت کافی نرسد نمی تواند کار کند. این نقطه ضعف اصلی Scramjet Engine است.
همانطور که همه ما می دانیم، Launch Vehicles دارای مراحل مختلفی هستند که هر کدام دارای موتور متفاوتی هستند. پس از سوختن سوخت در مرحله اول، موتور پرتاب می شود تا وزن خودرو کاهش یابد. بنابراین هنگامی که احتراق مرحله دوم شروع می شود، سرعت برای عملکرد اسکرام جت کافی است. از این رو ISRO از موتور اسکرام جت در مرحله دوم در طول تست پرواز استفاده کرد و با استفاده از این تکنیک در غلبه بر ایراد برتری داشت.
برخی از چالش‌های دیگر فناوری که توسط ISRO در طول توسعه موتور اسکرام‌جت انجام می‌شود عبارتند از طراحی و توسعه ورودی هوای موتور Hypersonic، احتراق مافوق صوت، توسعه مواد مقاوم در برابر دمای بسیار بالا، ابزارهای محاسباتی برای شبیه‌سازی جریان مافوق صوت، اطمینان از عملکرد و عملکرد موتور در طیف گسترده ای از سرعت های پرواز، مدیریت حرارتی مناسب و آزمایش زمینی موتورها.
اهمیت داشتن این فناوری
کارایی وسیله نقلیه پرتاب به این بستگی دارد که چقدر وزن می تواند با مقدار خاصی از سوخت حمل کند. در حال حاضر، راکت‌های هندی مقدار زیادی اکسیژن (تقریباً 200 تن) حمل می‌کنند که تقریباً 85 درصد جرم موشک را تشکیل می‌دهد و در طول فاز پرواز اتمسفر موشک می‌سوزد. استفاده از Scramjet به کاهش وزن وسیله نقلیه پرتاب و افزایش سرعت کمک می کند. این به هند کمک می کند تا با بودجه فضایی محدود کارهای بیشتری انجام دهد.
کسب و کار پرتاب ماهواره در حال افزایش است و شرکت Antrix (شاخه تجاری ISRO) ماهواره ها را با هزینه کمتری در مقایسه با سایر بازیگران پرتاب می کند. این را می توان با استفاده از Scramjet Engine که به حداقل رساندن هزینه کمک می کند، بیشتر کرد.
از موتور اسکرام جت می توان برای تقویت وسیله نقلیه پرتاب قابل استفاده مجدد ISRO (RLV) استفاده کرد.
آواتار (برگرفته از "خودروی هوازی برای حمل و نقل هوافضای مافوق صوت فرا اتمسفر") پلت فرم وسیله نقلیه پرتاب قابل استفاده مجدد ISRO است که می تواند مانند هواپیماهای معمولی پرتاب های ماهواره ای را انجام دهد، به صورت عمودی برمی خیزد و بر روی باند فرود می آید. برای استفاده از رام جت و اسکرام جت برای رانش طراحی شده است. هر یک از این موتورها در مراحل مختلف پرواز که در آن اسکرام جت ها در سرعت های مافوق صوت استفاده می شوند، استفاده خواهند شد.
به طور خلاصه، توسعه موتورهای Scramjet نقطه عطف مهمی در تلاش ISRO به سمت سیستم های حمل و نقل فضایی آینده است. پیشرانه تنفس هوا راه حلی برای یک پرواز کروز برگشت طولانی است که برای وسایل نقلیه پرتاب قابل استفاده مجدد ضروری است. علاوه بر این، DRDO روی توسعه موشک کروز Brahmos II بر اساس همان فناوری اسکرام جت کار کرده است. این امر مستلزم توسعه سریعتر فناوری های رم جت یا اسکرام جت است که به هند در اجرای ماموریت های فضایی پیشرفته در آینده کمک می کند

[rohamavation]

خنک کردن موتور جت

ورودی‌های هوای خنک‌کننده اغلب در اطراف بیرونی موتور تعبیه می‌شوند تا اجازه ورود هوا برای خنک کردن کیس توربین، یاتاقان‌ها و نازل توربین را بدهد. ... بیرونی موتور و ناسل موتور با عبور هوای فن از اطراف موتور و ناسل خنک می شود.دما در جت هسته بالاست. سوخت زیادی توسط جت هسته مصرف می شود. با این حال، هوای بای پس آلودگی صوتی را کاهش می دهد، جت هسته را خنک می کند و مصرف سوخت کاهش می یابد. علاوه بر این، راندمان پیشرانه موتور به دلیل بای پس افزایش می یابد.هوای خنک کننده در حدود 650 درجه سانتی گراد از کمپرسور خارج می شود و از ایرفویل ها عبور می کند. با گازهای داغ و هوای خنک کننده، دمای تیغه ها را می توان تا حدود 1000 درجه سانتیگراد کاهش داد که برای عملکرد مطمئن موتور مجاز است.با عبور هوای خنک کننده از مسیرهای داخلی تیغه کار می کند. گرما از طریق رسانایی از طریق تیغه و سپس با همرفت به هوای جاری در داخل تیغه منتقل می شود. سطح داخلی بزرگ برای این روش مطلوب است، بنابراین مسیرهای خنک کننده معمولاً مارپیچ و پر از باله های کوچک هستند.
اجزای توربین درست بعد از محفظه احتراق قرار می گیرند و بنابراین در معرض بالاترین دماهای موتور قرار می گیرند. پره های توربین مستقیماً در خط آتش (به اصطلاح) این دماهای فوق العاده بالا قرار دارند. دماهای بالاتر بازده سیکل بالاتری را به همراه دارد، به این معنی که محدودیت راندمان برای یک چرخه توسط مواد توربین تعیین می شود. مواد موجود در حال حاضر تنها می توانند ظرفیت مقاومت در برابر حرارت زیادی را ایجاد کنند که خنک کردن تیغه را ضروری می کند. در این پست نگاهی خواهیم داشت به روش‌های خنک‌کننده مختلفی که برای پره‌های توربین وجود دارد و ابزار طراحی آنها.
خنک کننده چقدر در راندمان موتورهای توربین گاز اهمیت دارد؟
در یک کلام خیلی برای توضیح بهتر به یک مثال نگاه می کنیم. موتور ساختگی ما بدون خنک کننده دارای نسبت فشار کلی 40 است که در آن حداکثر دمای مجاز ورود به توربین (TET) 1498 K است که بازده حرارتی 33٪ را ایجاد می کند. در مقایسه با یک توربین با خنک کننده، TET را می توان به 1850 K افزایش داد و بازده حرارتی 38٪ را به دست آورد. این افزایش 8 درصدی در راندمان از طریق افزودن خنک کننده است. برای دستیابی به راندمان حرارتی خوب در چرخه های ما، اجزای توربین باید خنک شوند!
فاکتور دیگری که باید در نظر گرفت، مشخصات دمای غیر یکنواخت در خروجی محفظه احتراق است. توربین HP دارای یک توزیع شعاعی دما است که منجر به ایجاد نقاط داغی به نام "رگه های داغ" از هوای رقیق شده در اطراف شعله در محفظه احتراق می شود. این طراحی توربین پرفشار (HP) به موضوع تعیین دمای اوج در هسته این رگه های داغ تبدیل می شود. مهندسان لبه جلویی پره های راهنمای ورودی (IGV) را بین این نقاط داغ قرار می دهند تا قبل از رسیدن به تیغه های روتور، حاشیه کمی برای خنک شدن فراهم کنند.
انواع خنک کننده تیغه ای
روش های حفاظت غیرفعال تیغه شامل ایجاد یک پوشش مانع حرارتی بر روی تیغه توربین، به ویژه در لبه جلویی تیغه است که ناحیه تحت بیشترین تنش حرارتی است. به عنوان مثال، می توان از یک پوشش سرامیکی لایه 0.15 میلی متری اسپری شده روی پره های راهنمای نازل (NGV) استفاده کرد، این پوشش دارای رسانایی حرارتی پایین 1.3 W/mK است. هدف از چنین پوششی کاهش شار گرما از طریق تیغه و در نتیجه کاهش دمای دیواره تیغه است. در اغلب موارد کاهش دما 100 تا 200 درجه سانتیگراد قابل دستیابی است. این معمولاً کافی نیست، مخصوصاً برای پره های توربین HP که گازهای خروجی را مستقیماً از محفظه احتراق با دمای بالا کنترل می کنند. اقدامات خنک کننده اضافی تیغه در بیشتر موارد، یعنی روش های خنک کننده هوا، مورد نیاز است.
روش های خنک کننده هوا
روش های خنک کننده هوا در کل آرایش توربین استفاده می شود. اجزای توربین با استفاده از هوای خارج شده از کمپرسور خنک می شوند. پره های استاتور و دیواره بیرونی گذرگاه جریان توربین از هوای خنک کننده ای استفاده می کنند که بین محفظه احتراق و محفظه موتور بیرونی قرار می گیرد، در حالی که تیغه های روتور توربین، دیسک ها و دیواره های داخلی گذرگاه جریان توربین از هوایی استفاده می کنند که از طریق مسیر داخلی عبور می کند. ما نگاهی دقیق‌تر به انواع خنک‌کننده‌های هوا که به‌طور خاص روی تیغه‌ها استفاده می‌شوند، خواهیم داشت.
وقتی صحبت از پره های توربین خنک کننده هوا می شود، معمولاً می توان بین دو نوع اصلی تمایز قائل شد: خنک کننده داخلی و خنک کننده فیلم و تعرق. نوع اول، خنک کننده داخلی، دمای فلز تیغه را زیر دمای گاز بیرونی با انتقال حرارت به هوای خنک کننده داخلی حفظ می کند. این می تواند شامل خنک کننده همرفت و خنک کننده برخوردی باشد که در آن هوای خنک کننده از کانال های داخل تیغه عبور می کند. در نوع دوم خنک کننده، فیلم و خنک کننده تعرق، هدف کاهش انتقال حرارت به سطح تیغه ها است. این کار از طریق خنک کننده فیلم، خنک کننده فیلم با پوشش کامل و خنک کننده تعرق انجام می شود. این روش‌ها را می‌توان به عنوان مثال با طراحی تیغه‌ای با خنک‌کننده همرفت، برخوردی و فیلم در یک تیغه ترکیب کرد.
خنک‌سازی فیلم استراتژی اصلی مورد استفاده امروزه است زیرا بهترین سازش را بین بهبود بازده ناشی از خنک‌سازی و کاهش بازده چرخه ناشی از عوامل متعدد از جمله هزینه‌های ساخت و پیچیدگی و کاهش طول عمر و استحکام تیغه‌ها فراهم می‌کند. هوای خنک از کمپرسور خارج می‌شود، به مجرای داخلی پره‌های توربین هدایت می‌شود و از طریق سوراخ‌های کوچک در دیواره‌های پره تخلیه می‌شود و جت‌های خنک‌کننده را تشکیل می‌دهند. این یک لایه نازک از هوای خنک را در امتداد سطح خارجی تیغه ایجاد می کند که به عنوان یک پتو عایق عمل می کند. توانایی فیلم خنک کننده برای خنک کردن تیغه با استفاده از پارامتری به نام "اثر خنک کننده" ارزیابی می شود. با حداکثر مقدار 1،میزان نزدیکی دمای سطح تیغه ها به دمای جریان مایع خنک کننده را اندازه گیری می کند. اثربخشی خنک کننده بیشتر تحت تأثیر پارامترهای جریان خنک کننده و همچنین هندسه تزریق است. تحقیقات پیشرفته ای برای بهبود کارایی خنک کننده و پیش بینی بهتر و افزایش عمر تیغه در حال انجام است.
در مورد تأثیر خنک کننده بر راندمان توربین چیست؟
اگرچه خنک‌سازی پره‌های توربین برای اطمینان از طول عمر و راندمان بالای توربین ضروری است، اما سه مکانیسم ممکن وجود دارد که باعث کاهش راندمان در نتیجه خنک‌سازی می‌شود. اولا، هوای خنک کننده کشش آیرودینامیکی تیغه ها را افزایش می دهد. ثانیاً، هوای خنک‌کننده هنگامی که در جریان پایین‌دست مخلوط می‌شود، فشار رکود کمتری دارد، بنابراین هوای خنک‌کننده در گذرگاه‌های خنک‌کننده دچار افت فشار می‌شود. ثالثاً، آنتروپی با انتقال حرارت از جریان گاز اولیه داغ به جریان خنک کننده افزایش می یابد. در حالی که اثرات مثبت خنک‌سازی تیغه‌ها در بیشتر کاربردها بیشتر از اثرات منفی آن است، در نظر گرفتن این اثرات هنگام طراحی توربین مهم است.
چه ابزارهایی برای کمک به طراحی خنک کننده تیغه در اختیار ماست؟
در مرحله طراحی پره های توربین، بهینه سازی جریان خنک کننده، هم برای کارایی و هم قابلیت اطمینان توربین، بسیار مهم است. با این حال، انجام یک تجزیه و تحلیل کامل سه بعدی از معابر خنک کننده و جریان خنک کننده خارجی می تواند از نظر محاسباتی بسیار گران باشد. یک شبکه جریان و گرما 1 بعدی کار طراحی را به شدت ساده می کند و تضمین می کند که قرارگیری بهینه شبکه خنک کننده و سوراخ ها حاصل می شود. خوشبختانه برای مهندسان، ابزارهایی مانند AxSTREAM NET ایجاد شبکه های جریان و انتقال حرارت یک بعدی را به شدت ساده می کند. AxSTREAM NET یک حل‌کننده مدل‌سازی سیستم یک بعدی بر اساس روش حجم محدود است که از رویکرد شبکه سیال حرارتی برای شبیه‌سازی جریان‌های ثانویه و انتقال حرارت در شرایط ثابت و ناپایدار استفاده می‌کند. این به مهندسان اجازه می‌دهد تا زمان تکرار مورد نیاز برای بهینه‌سازی تلفات خنک‌کننده آیرودینامیکی و عملکرد دستگاه و دستیابی به پیکربندی بهینه خنک‌کننده تیغه‌ها را در میان سایر کاربردها در کوتاه‌ترین زمان ممکن کاهش دهند.
شبکه لوله جریان خنک کننده در AxSTREAM NET با استفاده از شبیه سازی عددی 1 بعدی مدل سازی شده است، جایی که مسیر سیال و ساختار جریان با اتصال عناصر 1 بعدی داخلی برای تشکیل شبکه های ترمو سیال ایجاد می شود. نرم افزار با شبیه سازی انتقال حرارت همرفتی بین جریان سیال و ساختار جامد، پارامترهای جریان سیال را برای مقطع ورودی و خروجی محاسبه می کند. این پارامترها شامل سرعت، فشار، دما، چگالی، دبی جرمی و ... می باشد که خروجی های این تحلیل پارامترهای محاسبه شده جریان گاز خنک کننده و دمای سطح داخلی تیغه می باشد. این اجازه می دهد تا کارایی سیستم خنک کننده را بررسی کنید و بتوانید ببینید که آیا اهداف طراحی برآورده شده اند یا خیر. سپس محاسبات شبکه خنک کننده را می توان به راحتی به AxSTREAM® برای طراحی، تجزیه و تحلیل و بهینه سازی بیشتر توربین منتقل کرد که اجازه می دهد تا از همان ابتدا اثرات خنک کننده در طراحی توربین گنجانده شود.
خنک سازی پره های توربین یکی دیگر از وظایف پیچیده در طراحی توربین های بسیار کارآمد و قابل اعتماد است. با این حال، به لطف ابزارهای نرم افزاری مانند AxSTREAM NET، این کار به شدت ساده می شود و در عین حال بینش بیشتری در مورد جزئیات طراحی به دست می آید و به توربین اجازه می دهد تا به حداکثر پتانسیل خود برسد. روش‌های خنک‌کننده توربین همیشه در حال پیشرفت هستند و این پست فقط سطح سوژه را بررسی می‌کند.فاصله پره توربین ضروری است زیرا تیغه توربین در دمای بسیار بالا تا 1700 درجه سانتیگراد و بار گریز از مرکز بسیار بالا کار می کند. محدوده ذوب این آلیاژ 1230-1315 ºC با ضریب انبساط حرارتی 15.39E-6 در ºC می باشد.
توربین های گازی هواپیماهای مدرن با خنک کننده پره ای در دمای ورودی توربین بالای 1370 درجه سانتیگراد و در نسبت فشار حدود 30:1 کار می کنند.دمای بالا همچنین می تواند تیغه ها را مستعد شکست خوردگی کند. در نهایت، ارتعاشات موتور و خود توربین می تواند باعث خرابی خستگی شود. دو دلیل اساسی برای اهمیت انبساط حرارتی در موتورهای توربین گازی وجود دارد: تنش های حرارتی ایجاد شده در اجزای
Turbine Cooling
هنگامی که موتور روشن است مقداری از حرارت گازها به قسمت های خارجی و قطعات تاثیر می گذارد به منظور جلوگیری از داغ شدن بیش از حد این قطعات باید آنها را به طریق مناسبی خنک کرد تا به قطعات دراثر حرارت آسیب وارد نشود و توربین از کارایی مطلوب برخوردار باشد. و لذا باید توربین موتور جت به روش های مختلف که به اختصار معرفی خواهد شد خنک کاری شود خنک کاری توربین میتواند به وسیله هوا (Air) و به روش Liquid Cooling باشد در نگاه اول Liquid Cooling میتواند روش موثرتری به نظر آید زیرا دارای ظرفیت گرمایی بالا و خنک کاری بهتری میباشد اما دارای مشکلاتی میتواند باشد از جمله Leakage – corrosion و Air مقدار هوای موردنیاز برای این منظور 1 تا 3 درصد از جریان هوای اصلی میباشد که این جریان هوا میتواند Blade Temperature را 200 تا 300 درجه سانتیگراد کاهش دهد.روش های زیادی برای خنک کاری Blade توربین وجود دارد از جمله آنها Convection Cooling – Film cooling – Cooling effusion – Pin fin cooling transpiration cooling این روش ها به دو روش کلی External cooling و Internal cooling تقسیم خواهد شد این روش ها در عمل با هم تفاوت هایی دارند اما در همه آن ها عنصر اصلی هوا (Air) می باشدکه در اغلب آن ها از هوای کمپرسور پر فشار استفاده می شود .
خنک کاری قسمت های خارجی موتور External cooling
به قسمت خارجی اطلاق می شود مانند پوسته توربین – کمپرسور و متعلقات برای خنک کاری این قسمت ها از هوای اتمسفر استفاده می شود بدین طریق که هوای اتمسفر از طریق سوراخ های که روی Cowingموتور تعبیه شده جریان یافته و پس از جذب گرما به اتمشفر وارد می شود این روش اولا سبب خنک کاری ثانیا باعث فرستاده شدن بخارات به بخارات به خارج و کاهش خطر آتش سوزی می شود .
خنک کاری قسمت های داخلی موتور Internal cooling
به قسمت های داخلی اطلاق می شود اعم از Nozzle guide vane- Turbine blade- Turbine Disc
و غیره ......روش خنک کاری تیغه های ثابت توربین معمولا بدین شکل است که مقداری از هوای خروجی از کمپرسور به مجاری داخلی تیغه ها هدایت شده این هوا بطور ممتد درون تیغه ها جریان دارد هوا از مجاری بالا و پایین وارد تیغه ها شده و از قسمت لبه فرار آن ها خارج می شود با این روش تیغه ها بطور نسبی خنک شده و اثر حرارت را بر آلیاژ کاهش می دهد .
Turbine blade-تیغ های دوار توربین هم مانند تیغه های ثابت به همان شکل خنک شده بدین گونه که هوای کمپرسور از ریشه وارد تیغه ها وارد مجاری داخلی شده و از نوک آن ها خارج می شود و با گازها مخلوط شده و وارد سیستم اگزوز می شود قابل توجه است که هوا بطور پیوسته درون مجاری داخلی تیغه ها جریان دارد.
Turbine Disc- دار اغلب موتور های جت دسیک ها توسط هوای کمپرسور خنک میشود بدین گونه که که هوا در دو طرف دیسک از مرکز به طرف محیط آن جریان یافته و سپس با گازها مخلوط شده و وارد سیستم اگزوز می شود .
Convection Cooling-در این روش هوای کمپرسور از قمست ریشه وارد مجاری تیغه شده و پس از جذب گرما از قسمت نوک وارد جریان هوای اصلی شده در این روش روزنه های داخلی می تواند به دو شکل دایره ای و بیضی شکل باشد برای این روش مساحت سطح داخلی بزرگ مطلوب است .
Film cooling- یکی از روش های اصلی می باشد بدین گونه که به وسیله پمپ کردن هوای خنک به داخل سوراخ های کوچکی در Blade این هوا لایه نازکی از هوای خنک را اطراف Blade ایجاد میکند که از هوای داغ محافظت کند این سوراخ ها میتواند در نقاط مختلفی باشد ولی بیشتر در اطراف لبه حمله هستند.
Cooling effusion- سطح تیغه در این روش از مواد porous material که به معنتی داشتن تعداد نا محدودی سوراخ کوچک روی سطح Blade است ساخته شده هوای خنک وارد این منافظ شده و تشکیل یه لایه از هوای سرد را می دهد که باعث خنک شدن Blade بطور یکنواخت می شود.
Pin fin cooling- در منطقه کم ضخامت Trilling edge استفاده می شود به منظور افزایش انتقال حرارت از Blade و افزایش Cooling efficiency
transpiration cooling-این روش شبیه روش Film cooling است که لایه ای از هوای خنک دور Blade تشکیل می دهد اما تفاوت آن در این است که هوا تزریق میشد داخل سوراخ های پوسته متخلل این نوع cooling موثر تر است در دما های بالا بطوری که کل سطح تیغه بطور یکنواخت با هوای خنک پوشش داده می شود.
Active clearance control sys
این سیستم در بیشتر هواپیماهای جدید برای خنک کردن Turbine case استفاده می شود بطوریکه با استفاده از هوای خنک فن کیس توربین خنک شده و باعث کاهش clearance بین نوک تیغه های توربین و کیس می شود و باعث افزایش efficiency توربین می شود هوای خنک تزریق شده در پوسته توربین باعث Contract(منقبض شدن) کیس می شود چون در حالت عادی که موتور در حال Operation است کیس توربین Expend ( منبسط ) می شود که این منقبض شدن و باعث کاهش clearance بین نوک تیغه و پوسته می شود و در نتیجه از فرار گازها جلوگیری می شود که تاثیر بسزایی در Performanceموتور دارد.
پوشش سد حرارتی یا به اختصار TBCها مواد پیشرفته‌ای هستند که معمولاً در سطوح فلزی مورد استفاده قرار می‌گیرند. مانند توربین گاز یا موتور هواپیما که در دماهای بالا کار می‌کنند. این پوشش‌ها با ضخامت ۲میکرو متر تا ۲ میلی‌متر به منظور محافظت اجزا در برابر بارگذاری‌های حرارتی بلند مدت با به‌کارگیری عایق حرارتی؛ که می‌تواند اختلاف دمای قابل ملاحظه بین آلیاژ بارگذاری شده و سطح پوشش را تحمل کند، استفاده می‌شوند.
همچنین این پوشش‌ها عمر خستگی قطعات را با کاهش اکسایش افزایش می‌دهند. در مقایسه با سیستم فیلم خنک کن فعال سیاله کاریه گذرا می‌تواند به دماهایی بالاتر از نقطهٔ ذوب ایر فویل در برخی توربین‌ها برسد. پوشش سرامیکی معمولاً از ایتریم و زیرکونیم پایدار تشکیل می‌شود. (yttria-stabilized zirconia -YSZ) که دارای ضریب هدایت گرمایی پایین است. این لایهٔ سرامیکی بزرگترین افت حرارتی را ایجاد می‌کند و لایهٔ زیرین را در دمایی پایین‌تر نسبت به سطح حفظ می‌کند.
برای اکثر اجزا، ضریب انبساط حرارتی پایین (CTE) معمولاً یک نیاز مهم نیست. با این وجود، کنترل انبساط حرارتی نقش مهمی در بهبود عملکرد کلی موتور دارد. هر تصمیم در فرآیند طراحی، مبادله ای بین عوامل مختلف و اثرات آنها بر محصول به دست آمده است، و برای بسیاری از اجزا، پیامدهای مثبت استفاده از آلیاژ کم CTE - و در نتیجه به حداقل رساندن انبساط حرارتی - با بدهی در سایر اجزای دیگر جبران می شود. خواص (به عنوان مثال، مقاومت در برابر خوردگی). تعدادی از چالش‌های طراحی وجود دارد که مزایای آلیاژهای کم CTE می‌تواند به بهبود عملکرد موتور کمک کند، اما تعدادی از دلایل نیز وجود دارد که استفاده از آنها اغلب غیرعملی است. تنش های حرارتی نتیجه گرمای تولید شده در حین کار موتور است که هم از فشرده سازی گاز و هم از احتراق سوخت ناشی می شود. هنگامی که اجزا به یکدیگر متصل می شوند یا زمانی که یک جزء دیگری را مهار می کند، هر گونه تفاوت در انبساط حرارتی بین این اجزا باعث ایجاد تنش در یک طرف رابط و تنش مخالف در طرف دیگر می شود.
تنش حرارتی ایجاد شده در یک جزء به عنوان تابعی از تغییر دما، در جایی که جزء محدود است، با رابطه زیر نشان داده می شود: $\sigma _{\text{th}} = - \frac{E\alpha }{1 - 2\nu }\Delta T$جایی که α ضریب انبساط حرارتی است، E مدول یانگ و ν نسبت پواسون است. تنش حرارتی به طور مستقیم با ضریب انبساط حرارتی متناسب است. بنابراین، مواد CTE پایین تنش حرارتی کمتری را برای یک تغییر دمای معین تجربه خواهند کرد.
جریان اولیه موتور نیز مستقیماً تحت تأثیر فاصله بین ایرفویل‌های دوار و اجزای ساکن در بخش‌های کمپرسور و توربین قرار می‌گیرد (به عنوان مثال «ترفند نوک» در مورد بین ایرفویل‌های دوار و سطوحی که در برابر آنها می‌چرخند). یک کمپرسور معمولی مجموعه ای از دیسک های چرخان است که با ایرفویل ها روی لبه بیرونی متصل شده اند (چه به صورت اجزای جداگانه متصل به شکاف ها، یا تولید شده توسط ماشینکاری یا جوشکاری برای تبدیل شدن به بخشی جدایی ناپذیر از قطعه). ). این ایرفویل ها از طریق یک سری ایرفویل های ساکن می چرخند و کار را اضافه می کنند و فشار را افزایش می دهند. همانطور که جریان اولیه از کمپرسور عبور می کند، مسیرهای مختلفی وجود دارد که از طریق آن هوای فشرده می تواند به سمت جلوی موتور نشت کند و بازده کلی را کاهش دهد. بزرگترین مسیر برای این نشتی جریان بین ایرفویل ها و استاتورها است. همانطور که فاصله اطراف آنها افزایش می یابد، راندمان به سرعت کاهش می یابد.. بنابراین هنگام تلاش برای به حداکثر رساندن عملکرد، کنترل این فاصله یک نگرانی طراحی حیاتی است. یک راه برای به حداقل رساندن این افزایش استفاده از مواد با انبساط حرارتی کم برای اجزای ساکن است. افزایش نسبی در جداسازی زمانی که اجزای ساکن به حداکثر دما رسیده اند کمی کمتر خواهد بود. مواد CTE کم را می توان در کیس (که استاتورها را نگه می دارد)، در استاتورها یا در هر دو جزء استفاده کرد. این به عنوان کنترل ترخیص غیرفعال نامیده می شود. غالباً لازم است چندین انتخاب مواد برای این نوع ترتیبات در نظر گرفته شود و مطالعات تجاری بر اساس نتایج تحلیل تنش، تحلیل حرارتی و دینامیک سیالات محاسباتی انجام شود. (سیستم های کنترل ترخیص فعال نیز وجود دارد که از سیستم های مکانیکی برای حفظ فعال ترخیص استفاده می کنند. این سیستم ها از حوصله این مقاله خارج است، اما قابل ذکر است که از آنجایی که به طور کلی هزینه ای به موتور اضافه می کنند،
در این هندسه، فشرده سازی هوا به صورت گریز از مرکز از طریق ایرفویل های ماشین کاری شده در سطح جلوی پروانه هدایت می شود . همانند کمپرسور محوری، کنترل دقیق شکاف بین روکش استاتیک و پروانه چرخان برای کارایی پروانه ضروری است. با این حال، هندسه پیچیدگی های بیشتری را به حفظ کنترل اضافه می کند. همانطور که پروانه می چرخد، فشرده سازی هوا پروانه را با نیروی واکنش ("بار هوا") به جلو می کشد. هندسه باعث می شود که جریان نشتی در پروانه شعاعی باشد. همچنین، از آنجایی که دمای هوا با فشرده شدن افزایش می یابد، شیب حرارتی زیادی در پروانه وجود دارد که بالاترین دما در نوک آن (جایی که نسبت فشار بالاترین است) وجود دارد. بنابراین، بزرگترین انبساط حرارتی در نوک ها است که به دلیل عدم تقارن دما از جلو به عقب، می توانند "فرش" شوند. برای تطبیق با رشد، اغلب لازم است که یک "خلاصه سرد" بزرگتر (یعنی فاصله قبل از روشن شدن موتور) در نوک ها وجود داشته باشد. کنترل فاصله در پروانه یک چالش طراحی است. استفاده از مواد کم CTE برای پروانه، به عنوان مثال تیتانیوم، به کاهش میزان انبساط کمک می کند. یک پوشش CTE کم، یا یک مورد CTE کم که کفه را در جای خود نگه می دارد، می تواند به کنترل فاصله ها کمک کند. این همچنین می تواند با فشار دادن به ناحیه نوک با هوای فشرده یا با اجرای یک سیستم کنترل ترخیص فعال ترکیب شود.

چگونه این گرداب در داخل یک موتور جت تشکیل می شود؟

هر زمان که هوا تحت فشار باشد، هوا در امتداد شیب این فشار، یعنی در جهت منبع فشار پایین جریان می یابد. (به ترتیب اول.)
اگر دیوار (یا زمین) سر راه باشد، هوا در امتداد سطح این مانع جریان می‌یابد و در نقطه‌ای جهت آن را تغییر می‌دهد، همانطور که در این طرح نشان داده شده است:
حال تصور کنید کل هوای اطراف موتور به دلایلی به آرامی حول محور تقارن در طرح می چرخد.
از فیزیک، ممکن است بقای تکانه، یا در این مورد، تکانه زاویه ای را بدانید. می گوید حاصل ضرب فاصله تا محور چرخش ضربدر RPM این چرخش برای یک ذره مشخص ثابت است. اگر یک ذره فاصله خود را با محور کاهش دهد، RPM آن افزایش می یابد.
این مانند یک اسکیت باز یخ چرخان است که وقتی بازوهای خود را به سمت بدن خود (به سمت محور) می کشد، سریعتر می چرخد.
این قانون در مورد بسته‌های هوا که به محور مکیده می‌شوند نیز صدق می‌کند، اگرچه اصطکاک داخلی هوا را تا حدی ترمز می‌کند.
هوای سریع در حال چرخش در نزدیکی محور با نیروی گریز از مرکز مواجه می شود، یعنی هوا از محور دور می شود و ناحیه ای تحت فشار قوی را تشکیل می دهد. در این منطقه هوا منبسط می شود و بنابراین سرد می شود. اگر رطوبت هوا به اندازه کافی بالا باشد، این می تواند باعث تراکم آب شود. و این چیزی است که می توانید در تصاویر خود مشاهده کنید.
هنوز یک سوال بی پاسخ وجود دارد: نوشتم، اگر هوای اطراف به آرامی در حال چرخش باشد، این اتفاق می افتد. این معمولا اتفاق می افتد، زیرا باد از خود هواپیما منحرف می شود، به این معنی که جهت خود را تغییر می دهد، که نوعی چرخش است.
و البته، جریان هوای قوی و غیر یکنواخت از عقب، همانطور که توسط رانشگرهای معکوس ایجاد می شود، می تواند باعث چرخش بیشتر / قوی تر هوا شود که منجر به راس های قوی تر می شود. بنابراین، جای تعجب نیست که در این مورد چه زمانی ظاهر می‌شوند (یا بهتر است: بیشتر نمایان شوند).
به نظر می رسد باد از موقعیت دوربین یا کمی بیشتر سمت راست آن می آید. این هواپیما توسط بدنه منحرف می شود و در امتداد آن جریان می یابد، که خطوط مستقیمی را که از عقب و خطوط منحنی از سمت چپ جلوی هواپیما می آیند توضیح می دهد. اگر جریان هوا را در امتداد / زیر بدنه تصور کنید، ممکن است متوجه شوید که چرا دو راس در جهت های مختلف در حال چرخش هستند.
از آنجایی که تحت فشار قوی داخل گرداب است، ممکن است گرد و غبار یا حتی اجسام بزرگتر را نیز بمکد که می تواند به موتور آسیب برساند. برای فرود هواپیما در فرودگاه های بدون سنگفرش، کیت های نواری بدون سنگفرش ممکن است در دسترس باشد که می تواند حاوی یک پخش کننده گرداب باشد:
این نازلی است که هوای خونی را به منطقه ای می دمد که گرداب ها می توانند در آن ایجاد شوند و فشار زیر را کاهش می دهد و بنابراین خطر بلع اشیاء از زمین را کاهش می دهد.
شما می توانید چیزی مشابه را در سینک وان حمام خود مشاهده کنید. به محض اینکه چرخش کمی وجود دارد، در بالای سینک تقویت می شود، نیروی گریز از مرکز آب را کنار می زند و این گرداب چرخش سریع را تشکیل می دهد.
گردباد یک نسخه غول پیکر از گرداب ورودی است. هوا در فواصل دور در امتداد زمین حرکت می کند، تا زمانی که در نقطه ای به سمت بالا حرکت می کند، و یک چرخش جزئی منجر به این می شود که این شلنگ چرخان سریع به زمین بچسبد و همه چیز را به دلیل زیر فشار قوی داخل بمکد.
گاهی اوقات، می‌توانید گرداب‌هایی را در نوک بال‌ها یا در لبه‌های درگیر هواپیما مشاهده کنید که در هوای مرطوب پرواز می‌کنند. دلیل مشابه است: هوا به دلیل فشار بیشتر در زیر و پایین تر بالای بال ها در چرخش قرار می گیرد. (اما این دقیقاً مشابه گرداب های ورودی نیست.) و گاهی اوقات، شما همچنین می بینید که مه در بالای بال فقط به دلیل فشار کم تشکیل می شود.
گرداب های ورودی نشان داده شده در مورد موتورهای توربین و در پروانه ها در حین کار در نزدیکی زمین که باد متقابل کمی وجود دارد یا اصلا وجود ندارد تشکیل می شود. در شرایط جوی استاندارد، گرداب نامرئی است. با این حال، با رطوبت کافی، تراکم در داخل هسته گرداب رخ می دهد (با کاهش دما به زیر دمای نقطه شبنم)، و گرداب نامرئی می شود.
با روشن شدن موتور، موتور هوایی را می خورد که سطح مقطع آن بیشتر از سطح جلوی موتور است. نزدیک زمین، این شامل زمین نیز می شود و جریانی را در آنجا ایجاد می کند. همانطور که هوا به موتور نزدیک می شود، شتاب می گیرد و اگر مقداری گرداب از قبل وجود داشته باشد، گرداب ورودی را تشکیل می دهد که در برخی شرایط قابل مشاهده است.
گرداب زمینی
گرداب ورودی بین موتور (یا پروانه) و نقطه ایستایی روی زمین تشکیل می شود. این معمولاً دور از زمین تشکیل نمی‌شود، زیرا خطوط گرداب نمی‌توانند بر اساس قضایای هلمهولتز در یک سیال شروع یا ختم شوند.
در نتیجه یک سر گرداب به موتور (یا پروانه) متصل می شود و سر دیگر آن امتداد یافته و خود را به زمین می چسباند.
دو مکانیسم برای این تشکیل ورودی پیشنهاد شده است،
گردابه محیطی (بالادست) توسط موتور تقویت شده و کشیده شده و به داخل موتور کشیده می شود.
بدون گردابه بالادست (یعنی در یک جریان غیر چرخشی)، گرداب ها در حضور باد متقابل تشکیل می شوند. در صورت وزش بادهای متقابل زیاد، گرداب ورودی به دور ورودی خم می شود و برای بادهای متقابل بسیار زیاد گرداب به هیچ وجه تشکیل نمی شود.
مطالعه تشکیل گرداب ورودی موتور یک موضوع تحقیقاتی مهم است، زیرا گرداب ورودی می تواند باعث ایجاد تعدادی از مشکلات مانند:
اگر باد مخالف وجود داشته باشد، گرداب ورودی می تواند باعث جدا شدن در ناحیه لب ورودی شود و باعث کاهش عملکرد شود.
برای تشکیل گرداب های ورودی، معمولاً باید نوعی جریان چرخشی در میدان دور وجود داشته باشد که معمولاً توسط باد متقابل هنگام تعامل با بدنه ایجاد می شود. در صورت عدم وجود باد متقابل، گرداب های ورودی همچنان تشکیل می شوند، اگرچه یک جفت تشکیل می شود که در جهت مخالف می چرخند.

[rohamavation]

چگونه فن در موتور جت در حالی که موتور ساکن است هوا را می مکد؟

(لطفا توجه داشته باشید: من می دانم که هواپیمای ملخی چگونه کار می کند. ملخ شکل ایرفویل دارد و هنگامی که این ملخ در هوا حرکت می کند، اختلاف فشار بین جلو و عقب پروانه ایجاد می شود. این باعث حرکت هواپیما می شود. رو به جلو)
بیشتر فن هایی که تا به حال با آنها روبرو شده ام فقط هوا را در یک منطقه بسته به گردش در می آورند (مثلاً: پنکه سقفی هوای موجود در اتاق را دوباره به گردش در می آورد)
من با این ایده راحت هستم که فن ها هنگام چرخش هوا را به گردش در می آورند. اما وقتی به فن هایی (پنکه های اگزوز) فکر می کنم که هوا را از یک منطقه بسته خارج می کنند، شهودم از بین می رود.
فن اگزوز هوا را از یک منطقه بسته (مثلاً اتاق) خارج می کند. فن در موتور جت هوا را از خارج به داخل یک منطقه بسته می مکد.
ممنون می‌شوم اگر کسی توضیح دهد که چگونه این فن‌ها می‌توانند هوا را مکش کنند. آیا ربطی به شکل و جهت پره های فن دارد؟
پاسخ در همه موارد این است که فن هوا را تسریع می کند، یک ناحیه کم فشار ایجاد می کند و هوای بیشتری برای پر کردن فشار پایین به داخل حرکت می کند.
یک پنکه سقفی را در نظر بگیرید. همانطور که کار می کند، هوا در دیسک فن به سمت پایین شتاب می گیرد. این بدان معناست که فضایی که قبلاً آن هوا در آن قرار داشت اکنون در فشار کمتری قرار دارد، زیرا مقداری از هوا از آن خارج شده است. هوای زیر فن به سمت پایین حرکت می کند و از فن دور می شود، بنابراین پر کردن ناحیه کم فشار برای آن دشوار است. بنابراین هوایی که به داخل حرکت می کند از بالا و کناره ها می آید.
اگر فن را داخل یک لوله (یک کانال) قرار دهید، هوا نمی تواند از طرفین وارد شود، بنابراین باید از بالا بیاید. شما اکنون چیزی شبیه به موتور جت نصب شده به صورت عمودی دارید، با این تفاوت که بسیار ساده‌تر است (موتورهای جت واقعی دارای چندین فن هستند) و به جای تزریق و سوزاندن سوخت، از یک موتور الکتریکی کوچک نیرو می‌گیرد.
اگر پمپ می خواهید، پنکه اهمیتی نمی دهد که سقف کاذبی قرار دهید که فضای بالای پنکه را از فضای زیر آن جدا می کند و کانال و فن تنها رابط بین این دو هستند. از آنجایی که هیچ هوایی نمی تواند وارد ناحیه بالای فن شود، فن هوا را از آن ناحیه خارج می کند. در نهایت، فشار بالای فن به قدری پایین می‌آید که هوای فن که به سمت پایین شتاب می‌گیرد، دوباره به سمت منطقه تخلیه شده جریان پیدا می‌کند. به همین دلیل است که هر فن خاصی فقط فشار را به میزان معینی کاهش می دهد.
خیلی ساده است. این جهت تیغه ها و جهتی است که در آن می چرخند. متوجه می‌شوید که تیغه‌ها به گونه‌ای قرار گرفته‌اند که هوا را فشار می‌دهند و به وضوح از پشت خلاء ایجاد می‌کنند. به عنوان مثال فن خود را در نظر بگیرید و موقعیت پره ها و جهت چرخش آنها را مشاهده کنید. از مهارت های تجسم خود استفاده کنید و ببینید که همانطور که تیغه ها در آن جهت می چرخند، هوای نامرئی را فشار می دهند و باعث مکش از پشت می شود.

عملکرد نازل و دیفیوزر

کاربرد نازل و دیفیوزر گستره وسیعی را شامل شده و از موتورهای جت و فضاپیماها تا تجهیزات آبیاری فضای سبز را در بر می‌گیرد. نازل (nozzle) وسیله‌ایست که با کاهش فشار سیال، سرعت آن را افزایش می‌دهد. در سوی مقابل، دیفیوزر (diffuser) به وسیله‌ای گفته می‌شود که برعکس نازل عمل می‌کند. یعنی با کاهش سرعت سیال، فشار آن را بالا می‌برد. پس من میگم الف: نازل سرعت مایعات را افزایش می دهد ، در حالی که پخش کننده سرعت مایعات را کاهش می دهد. نازل توسط جت و موشک می تواند برای ایجاد رانش اضافی استفاده شود. در مقابل ، بسیاری از موتورهای جت از دیفیوزرها برای کند کردن هوای ورودی به موتور برای جریان یکنواخت تر استفاده می کنند. باز تاکید میکنمپخش کننده "وسیله ای برای کاهش سرعت و افزایش فشار استاتیک سیالی است که از سیستم عبور می کند". ... در مقابل ، از نازل برای افزایش سرعت تخلیه و کاهش فشار سیالی که از آن عبور می کند ، استفاده می شود. سطح مقطع نازل در جهت عبور سیال، برای جریان‌های فروصوت کاهش و برای جریان‌های فراصوت، افزایش می‌یابد. خلاف این موضوع هم برای دیفیوزر صادق است.نرخ انتقال حرارت بین سیال عبوری از داخل نازل و دیفیوزر و محیط اطراف آن معمولاً بسیار کوچک است (˙Q≈0) و در بسیاری از مسائل می‌توان از آن صرف نظر کرد. زیرا سرعت سیال، بسیار زیاد است و فرآیند به قدری سریع اتفاق می‌افتد که فرصتی برای انتقال حرارت باقی نمی‌ماند. همچنین، کار انجام شده و تغییر انرژی پتانسیل در نازل و دیفیوزر نیز برابر صفر است. ولی به دلیل سرعت بالای سیال در عبور از آنها، تغییرات انرژی جنبشی بسیار محسوس است و باید محاسبه شود$\large \dot{E}_{in} – \dot {E} _ {out} \: = \: \frac {dE_{system}} {dt} \: = \: 0$چرا قسمت پخش کننده باعث ایجاد رانش در موتور جت می شود؟در شروع چرخه هوا به موتور القا می شود و فشرده می شود. شتابهای عقب در طی مراحل کمپرسور و در نتیجه افزایش فشار ، یک نیروی واکنشی بزرگ در جهت جلو ایجاد می کند. در مرحله بعدی سفر ، هوا از طریق پخش کننده عبور می کند و در آنجا یک نیروی واکنشی کوچک اعمال می کند ، همچنین در جهت جلو من قسمت اول پاراگراف را درک می کنم که کمپرسور رانش رو به جلو را فراهم می کند ، زیرا هوا را به سمت عقب فشار می دهد (بنابراین فشرده می شود). اما چرا پخش کننده همچنین رانش رو به جلو را فراهم می کند؟ و همچنین چرا نازل رانش عقب را فراهم می کند؟، این غلظت مشابه نیز در اینجا نشان داده شده است که دیفیوزر با محاسبه نیروی فشار ، رانش مثبت ایجاد می کند.از درک من از مکانیک اساسی مایعات ، آیا نباید یک نازل مانند رانشگر در باغ یا یک شیلنگ آتش نشانی ، رانش به جلو ایجاد کند؟ و آیا یک پخش کننده نباید رانش عقب را فراهم کند ، زیرا سرعت خروجی از سرعت ورودی کمتر است و بنابراین m نقطه X (v - u) منفی است؟اما چرا پخش کننده همچنین رانش رو به جلو را فراهم می کند؟دیفیوزر سرعت جریان را کاهش می دهد تا کمی دیرتر اختلاط سوخت و هوا و احتراق آن کاهش یابد. اگر فقط روی سرعت ورود و خروج تمرکز کنید ، هیچ رانش دیگری وجود نخواهد داشت.
با این حال ، اگر به فشارهای وارد شده بر دیواره های پخش کننده نگاه کنید ، نتیجه متفاوتی ظاهر می شود. جریان کندتر به معنای فشار استاتیک بالاتر است و فشار کل در خروجی کمپرسور در حال حاضر بیشترین فشار در کل موتور است. فشار بر روی دیواره های پهن کننده منتشر کننده موتور را به دلیل شیب جلو بردار فشار (که عمود بر دیواره های انتشار عمل می کند) به جلو سوق می دهد. صفحه جت پالس مرتبط شما این موضوع را به خوبی توضیح می دهد.
مطمئناً اگر جریان گرم نشود و در نتیجه در پائین دست سرعت بیشتری بگیرد ، هیچ رانشی حاصل نمی شود. بنابراین پخش کننده به خودی خود محرک ایجاد نمی کند. این فقط وقتی اتفاق می افتد که درون موتور جت کارگر قرار بگیرد.
و همچنین چرا نازل رانش عقب را فراهم می کند؟
همیشه اینگونه نیست ، اما در اینجا نازل دارای شکل همگرایی است که به سرعت بخشیدن به جریان صوتی کمک می کند و فشار باقی مانده را به سرعت تبدیل می کند. دیوارها اکنون دارای یک شیب رو به عقب هستند ، بنابراین بردار فشار روی آنها به یک جز مولفه رو به عقب کمک می کند. علاوه بر این ، سرعت جریان زیاد در امتداد دیواره های بزرگ نازل باعث ایجاد اصطکاک می شود که باید مورد توجه قرار گیرد.
برای مقایسه ، به مخروط پشت چرخ های توربین نگاه کنید. سهم محوری آن فقط ناشی از فشار رو به جلو است که بر آن وارد می شود.و آیا نباید یک پخش کننده نیروی رانش عقب را فراهم کند ، زیرا سرعت خروجی از سرعت ورودی کمتر است و بنابراین $\dot{m}\times(v - u)$ منفی است؟
قوانین حفاظت در فیزیک ابزاری عالی است. آنها به شما اجازه می دهند مقدار زیادی را محاسبه کنید بدون اینکه به جزئیات جزئیات فرآیند واقعی نگاه کنید. و این یک مثال عالی است: شما می توانید محرک کل موتور را از تغییر حرکت سیال کار محاسبه کنید. اما این به شما نمی گوید که چگونه نیرو در واقع اعمال می شود ، فقط مجموع نیروها در کل موتور است.شکست رانش جزئیات جزئی فرآیند است. و در آن سطح ، تنها راه برای ایجاد نیرو ، فشار مایع است و از آنجا که فشار همیشه عمود بر سطح عمل می کند ، فقط سطوح رو به عقب می توانند بر روی آنها عمل رانش رو به جلو داشته باشند ، در حالی که هر سطح رو به جلو رانش منفی به آنها اعمال می کند.و در آب پاش تفاوتی ندارد. فشار داخل بر روی تمام دیواره ها تأثیر می گذارد ، اما در نازل محل خروج آب کمی از آن وجود ندارد ، بنابراین نیروی وارد شده بر دیواره مقابل غالب است

[rohamavation]

تفاوت موتور پیستونی و موتور توربین گازی چیست

؟ ... پیستون یا موتورهای رفت و برگشتی با استفاده از پیستون فشار را به حرکت چرخشی تبدیل می کند ، در حالی که موتور توربین گازی یا توربین احتراق از فشار ناشی از سوختن انفجار برای چرخاندن توربین و تولید نیروی محرک استفاده می کند.موتورهای پیستونی برای رانندگی ملخ ها بهترین هستند. در همان قدرت اسب محور P ، نیروی محرکه T با معکوس سرعت هوا v تغییر می کند:$T_{Prop} = \frac{P}{v}$ این بدان معناست که قدرت مورد نیاز برای حفظ پرواز هواپیمای پیستونی با قدرت سوم سرعت هوایی در سرعت بالا افزایش می یابد. برای پرواز سریعتر 50 متر بر ثانیه ، هواپیمایی با حداکثر سرعت 200 متر بر ثانیه به موتور تقریباً دو برابر اسب بخار (به طور دقیق 195 need) نیاز دارد. از طرف دیگر ، توربوجت دارای نیروی رانش تقریباً ثابتی بر سرعت در محدوده زیر صوتی است ، بنابراین $T_{jet} = const.$
توربوجت ها می توانند از سرعت پیش فشرده سازی بهتر با سرعت بیشتر استفاده کنند. از انرژی جنبشی جریان هوا می توان برای فشرده سازی هوا حتی قبل از ورودی استفاده کرد. در 0.8 ماخ این فشار هوا را 50٪ بیشتر از هوای محیط نسبت به شرایط استاتیک ایجاد می کند.با ترکیب طرح شعاعی تک لنگه ، چرخه کار چهار زمانه (اتو) و تمایل به نگه داشتن ضربه های قدرتی در زمان به تعداد بیشماری سیلندر نیاز است.
برای اینکه طراحی ساده و سبک باشد ، یک موتور هواپیمای شعاعی تک بانکی دارای یک میل لنگ است ، این بدان معناست که پیستون ها باید به ترتیب چرخشی به بالای سفر خود برسند. اما چرخه چهار زمانه مستلزم این است که یک پیستون برای هر ضربه قدرت دو بار باید به بالای سفر خود برسد. تنها راه ترویج ضربات قدرت به طور مساوی ، آتش زدن هر سیلندر دیگر به ترتیب چرخشی است.
با تعداد زوج سیلندر ، این امر نیاز به یک تردید یا پرش در ترتیب شلیک در هر چرخش دارد ، زیرا موتور بین سیلندرهای فرد و زوج تغییر می کند. با تعداد عجیب و غریب استوانه ، زمان بندی کاملاً طبیعی است. به عنوان مثال ، ترتیب شلیک شعاعی هشت سیلندر می تواند باشد.موتور جت اصولا یک موتور درون سوز است که از هوا به عنوان سیال استفاده کرده و با کاری که روی آن انجام میدهد انرژی یا نیروی جلو برنده تولید می کند. برای دست یابی به این مهم ابتدا هوای وردی فشرده شده و سپس انرژی گرمائی به آن اضافه میشود .احتراق ایجاد شده باعث افزایش انرژی جنبشی شده که در نهایت به کار مکانیکی تبدیل می گردد .
فرایند کار موتورجت مانند موتور چهار زمانه پیستونی می باشدبا این تفاوت که در موتورهای پیستونی احتراق در حجم ثابت انجام میشود اما در موتور جت در فشار ثابت احتراق صورت می گیرد.▪ قدرت بیشتر:
به نسبت قدرت موتور به وزن آن، وزن ویژه موتور می گویند. در موتورهای جت، به دلیل قدرت فراوانی که در مقایسه با وزنشان تولید می کنند، وزن ویژه آنها بسیار کم است. در نتیجه استفاده از آنها بسیار به صرفه تر است. در هواپیماهایی با پیشرانه پیستونی، حداکثر سرعت معمولاً با اعمال فشار و نیروی زیاد، بالاتر از ۸۰۰ کیلومتر بر ساعت نمی رود درحالی که با موتورهای جت، امروزه گذشتن از سرعت صوت کاریست بسیار سهل و معمول.
▪ خنک سازی آسان تر:
در موتورهای پیستونی، برای خنک کردن آنها رادیاتوری در نظر گرفته می شد که این رادیاتور خود باعث تولید نیروی پس کشنده (Drag) زیادی می شد و گذشته از این، خنک سازی هم به صورت موثر و بهینه هم انجام نمی گرفت. اما در موتورهای جت، از همان هوای ورودی به موتورها برای خنک سازی موتور استفاده می شود . به این علت که تعداد قطعات متحرک اندک است، خنک سازی آن ها هم به همین میزان ساده تر است..I

کاهش سر و صدای موتور جت

جت اگزوز منبع اصلی نویز موتور جت است. این می تواند با القای یک منطقه مخلوط سریع یا کوتاهتر سرکوب شود این امر با افزایش سطح تماس بین جریان گازهای خروجی و اتمسفر با استفاده از یک نازل که دارای یک مهارکننده صدای راه راه یا لوب است ، به دست می آید.سر و صدای قابل توجه از فن یا کمپرسور ، توربین و جت اگزوز یا جت ها سرچشمه می گیرد. تولید سر و صدا از این اجزا با سرعت نسبی بیشتر جریان هوا افزایش می یابد. سر و صدای جت Exhuast با یک عامل بزرگتر از کمپرسور یا توربین متفاوت است ، بنابراین کاهش سرعت خروجی تأثیر قوی تری نسبت به کاهش معادل در بقیه دارد.
سر و صدای خروجی جت از مخلوط آشفته شدید گازهای خروجی با جو ناشی می شود و تحت تأثیر برش ناشی از سرعت های نسبی بین جت خروجی و جو قرار می گیرد. تلاطم ایجاد شده در نزدیکی خروجی اگزوز باعث ایجاد نویز فرکانس بالا (گردابی کوچک) می شود و در پایین دست اگزوز ، تلاطم باعث ایجاد نویز فرکانس پایین (گردابی بزرگ) می شود.
علاوه بر این ، موج ضربه ای هنگامی ایجاد می شود که سرعت خروجی از سرعت صدا بیشتر شود. هنگامی که سرعت اختلاط تسریع شود یا سرعت خروجی نسبت به اتمسفر کاهش یابد ، می توان سطح سر و صدا را کاهش داد. این را می توان با تغییر الگوی جت خروجی مطابق شکل به دست آورد.
سر و صدای کمپرسور و توربین از اثر متقابل میدان های فشار و تلاطم برای پره های چرخان و پره های ثابت ناشی می شود. در موتور جت ، سر و صدای خروجی اگزوز از چنان سطح بالایی برخوردار است که صدای توربین و کمپرسور در اکثر شرایط کارکرد ناچیز است. با این حال ، رانشهای کم فرود باعث کاهش صدای نازل خروجی اگزوز و افزایش فشار کمپرسور کم و صدای توربین به دلیل جابجایی قدرت داخلی بیشتر می شود. معرفی کمپرسور تک مرحله ای فشار پایین به طور قابل توجهی صدای کمپرسور را کاهش می دهد زیرا سطوح آشفتگی و تعامل کلی کاهش می یابد. همچنین محفظه احتراق منبع دیگری از سر و صدا در داخل موتور است. با این حال ، از آنجا که در هسته موتور "دفن" شده است ، سهم عمده ای ندارد.
قبلاً ذکر شد ، جت اگزوز منبع اصلی نویز موتور جت است. این می تواند با القای یک منطقه مخلوط سریع یا کوتاهتر سرکوب شود. در جایی که این امر سطح فرکانس پایین را کاهش می دهد ، ممکن است صداهای فرکانس بالا را افزایش دهد ، که به سرعت جذب جو می شوند. بنابراین سر و صدایی که به شنونده می رسد خارج از محدوده قابل شنیدن است. این امر با افزایش سطح تماس بین جریان گازهای خروجی و اتمسفر با استفاده از یک نازل که دارای یک مهارکننده صدای راه راه یا لوب است ، به دست می آید.
راه راه های عمیق ، لوب ها یا چند لوب ها بیشترین کاهش در سطح سر و صدا را ایجاد می کنند ، اما مجازات های عملکرد عمق یا تعداد راه راه ها یا لوب ها را محدود می کند. ناحیه اصلی همان نازل اصلی باید حفظ شود ، بنابراین هنگام استفاده از این روش ، ممکن است قطر نهایی فشار دهنده افزایش یابد و نتایج کشش و وزن بیش از حد ایجاد شود.
باز هم ، اصل کاهش نویز این است که در عین حفظ اهداف عملکرد ، سرعت جت خروجی را به حداقل برسانید. موفق ترین روش مورد استفاده مخلوط کردن جریان خروجی گرم و سرد درون موتور و بیرون راندن گازهای خروجی پایین از طریق یک نازل است.
تحقیقات درک خوبی از تولید سر و صدا ایجاد کرده است و قوانین جامع طراحی سر و صدا وجود دارد. اینها بر اساس نیاز به حداقل رساندن سطوح تلاطم ، کاهش قدرت برهم کنش بین تیغه های چرخان و پره های ثابت و بهینه سازی استفاده از روکش های جاذب صوتی است.
نویز جذب کننده "پوشش" انرژی صوتی را به گرما تبدیل می کند. این روکشها به طور معمول از یک پوست متخلخل که توسط پشت لانه زنبوری پشتیبانی می شود تشکیل شده و جدایی بین ورق صورت و مجرای موتور ایجاد می کند. برای سرکوب مطلوب ، خواص آکوستیکی پوست و آستر با دقت با نویز مطابقت دارد.
به این ترتیب ، بحث های زیادی در مورد کنترل سر و صدا هم از نظر طراحی (آسترهای جذب کننده صدا) و هم از نظر عملی وجود دارد. به عنوان مثال ، برخی از فرودگاهها برای پروازهای شبانه از سیستم مبتنی بر نقطه استفاده می کنند - هر هواپیما بر اساس سر و صدای موثر خود تعداد معینی از نقاط را به اشتراک می گذارد و تعداد کل نقاط برای یک شب معین نباید از حد خاصی تجاوز کند تا اختلال به حداقل برسد. در چنین مواردی ، خطوط هوایی به احتمال زیاد هواپیماهای نسبتاً بی سر و صدا را ترجیح می دهند تا پرواز یا برنامه خاصی را حفظ کنند.روش پرکاربردی برای کاهش سر و صدای موتور از طریق استفاده از مواد جاذب صوت خاصی است که در اطراف بدنه و داخل محفظه موتور قرار گرفته اند. اینها معمولاً شامل یک ورق فلزی سوراخ شده با ساختار لانه زنبوری هستند که برای کاهش نویز در محدوده فرکانس خاصی بهینه شده است. آسترهای آکوستیک نسبتاً سبک ، موثر تر بوده و در افزایش قابل توجه مصرف سوخت خاص نقش ندارند ، به همین دلیل در تمام توربوفن های مدرن به طور موثر مورد استفاده قرار می گیرند.کاهش نویز جت معمولاً با کاهش سرعت خروجی جت حاصل می شود. طراحی موتورهای جدیدتر مانند GE-90 با استفاده از چرخه موتور برای استخراج انرژی از هسته موتور و کاهش سرعت مخلوط هسته و مجاری فن از این مزیت استفاده می کند.موتورهای بهتری برای هواپیماهای بزرگتر نیز بر اساس همین فناوری توربوفن در راه است. استفاده از گیربکس برای جدا کردن فن و توربین فشار کم باعث بهبود عملکرد و کاهش صدا می شود.
آسترهای صوتی
تولید و مواد
اتصالات نازل خروجی که سر و صدا را کاهش می دهند از آلیاژهای مقاوم در برابر دما ساخته می شوند و اغلب در قطعات متقارن تولید می شوند که سپس به هم جوش داده می شوند.
از مواد مختلفی می توان در آسترهای آکوستیک استفاده کرد که بیشتر بر اساس دمای کارکرد قسمتی است که به آن وصل شده اند. در قسمتهای سردتر موتور ، می توان از کامپوزیت یا پارچه های فلزی استفاده کرد ، در حالی که فلزات شکل پذیر بیشتر در قسمتهای گرمتر موتور یافت می شوند.
موارد بعدی:. عملکرد موتور [
سر و صدا بر اساس نوع موتور
Decibel Noise Perceived Noise (EPNdB) واحد اندازه گیری سر و صدا برای هواپیماها و موتورها است. اکثر آنها با دسیبل آشنا هستند که معیاری برای تغییر فشار است که یک صدای خاص با آن ارتباط دارد. EPN شدت صدا را در یک دوره نمونه گیری 10 ثانیه ای در نظر می گیرد و همچنین شامل تنظیم فرکانس نویز می شود. برای مرجع ، سطح PNdB در یک رستوران شلوغ بین 75 تا 80 خواهد بود.
سر و صدا بر اساس مدل هواپیما
سه منبع اصلی نویز موتور جت عبارتند از کمپرسور ، فن و اگزوز. تعیین میزان سر و صدا از هر منبع به متغیرهای مختلف بستگی دارد ، اما یک عامل مشترک یک رابطه نمایی با سرعت جریان است. با این حال ، میزان نویز کلی اگزوز بیشتر از کمپرسور یا فن است و بنابراین کاهش سرعت جریان در اگزوز تأثیر بسیار بیشتری بر کاهش نویز خواهد داشت.
سر و صدای ایجاد شده در اگزوز و پس از آن نتیجه مخلوط شدن گازهای خروجی با هوای اتمسفر است. به غیر از کاهش سرعت خروجی هسته ، راههای دیگر کاهش نویز شامل مخلوط کردن جریانها به روش بسیار سریعتر یا به گونه ای است که باعث ایجاد حالت میانی جریان بین هوای اصلی و اتمسفر شود.
کمک نویز توسط منبع
نویز ایجاد شده توسط کمپرسور و فن ناشی از جریان هوا در اطراف پره ها است:
به طور مستقیم از چرخش پره ها در جریان هوا که از یک ردیف استاتورها می آید و
از طریق عبور هوا در اطراف ایروفویل ها ، که حتی برای جریانهای نسبتاً آرام نیز صادق است. با این حال ، هرچه تلاطم (یا تشکیل گرداب) بیشتر باشد ، سر و صدا بیشتر می شود.
در موتورهای دور کم ، صدای خروجی با کاهش سرعت خروجی کاهش می یابد ، اما در این حالت ، سر و صدای کمپرسور بیشتر مشهود می شود. در توربوفن های با دور بالا ، صدای اگزوز و توربین تا حدودی کاهش می یابد ، اما ممکن است صدای کمپرسور بیشتر به چشم بیاید. از نظر سر و صدا ، استفاده از یک فن تک مرحله ای بدون پره های راهنمای ورودی (IGV) نسبت به یک فن چند مرحله ای با IGV ها بسیار کم صدا تر است.
شخصات نویز بر اساس منبع
روشهای کاهش نویز
هندسه نازل
همانطور که در بالا ذکر شد ، اگزوز می تواند سهم قابل توجهی از سر و صدای تولید شده را ایجاد کند. طراحی نازل اگزوز می تواند تفاوت زیادی در مکانیزم تولید کننده نویز ایجاد کند. مخلوط کردن این دو جریان با ویژگی های بسیار متفاوت و تلاطم بین آنها. اصلاح نازل برای امکان ورود تدریجی و/یا تهاجمی تر یک جریان هوا به جریان دیگر می تواند منجر به موارد زیر شود:
اختلاط خیلی زودتر تکمیل می شود ، بنابراین اندازه ناحیه ای که در آن گردابهای بسیار آشفته ایجاد می شود یا محدود می شود محدود می شود
لایه سوم جریان بین هسته و بای پس یا هوای جوی است که بسیار کمتر آشفته است
از کیت های Hush برای کاهش صدای توربوجت های قبلی با استفاده از این اصول استفاده شد. مثال دیگر استفاده از شورون ها در توربوفن های بسیار جدیدتر با نسبت بای پس متوسط ​​و زیاد است. به طور کلی ، هرچه تلاطم بیشتر و مساحت وسیع تری بر روی آن ایجاد شود ، سر و صدا بیشتر می شود.
برخی تغییرات در طراحی اگزوز می تواند حداقل جریمه عملکردی را به همراه داشته باشد ، اما برخی دیگر (از جمله کیت های آرام) با وزن و هزینه قابل توجهی همراه است که مصرف سوخت خاصی را افزایش می دهد و به همین دلیل امروزه به ندرت با آنها مواجه می شویم.
تأثیر طراحی نازل بر مخلوط کردن
سرعت چرخشی فن
در موتورهای دو چرخ با نسبت بای پس بالا ، کمپرسور و فن نیز منابع اصلی نویز هستند. یکی از معدود راهکارهای عملی برای کاهش نویز فن ، کاهش سرعت چرخش آن است. این امر در موتورهای سه پیچ با سهولت بیشتری قابل دستیابی است ، زیرا فن می تواند با کمترین سرعت بچرخد بدون اینکه بر عملکرد دو قرقره با چرخش سریع تأثیر بگذارد. با این حال ، در مواردی که از یک نازل اگزوز متغیر نیز استفاده می شود ، لازم به یادآوری است که کاهش سطح اگزوز برای حفظ سرعت چرخش آهسته تر ، منجر به افزایش سرعت گازهای خروجی می شود ، که باعث ایجاد سر و صدا می شود.
آسترهای صوتی
آنوروش پرکاربردی برای کاهش سر و صدای موتور از طریق استفاده از مواد جاذب صوت خاصی است که در اطراف بدنه و داخل محفظه موتور قرار گرفته اند. اینها معمولاً شامل یک ورق فلزی سوراخ شده با ساختار لانه زنبوری هستند که برای کاهش نویز در محدوده فرکانس خاصی بهینه شده است. آسترهای آکوستیک نسبتاً سبک ، موثرتر بوده و در افزایش قابل توجه مصرف سوخت خاص نقش ندارند ، به همین دلیل در تمام توربوفن های مدرن به طور م usedثر مورد استفاده قرار می گیرند.
آسترهای صوتی
تولید و مواد
اتصالات نازل خروجی که سر و صدا را کاهش می دهند از آلیاژهای مقاوم در برابر دما ساخته می شوند و اغلب در قطعات متقارن تولید می شوند که سپس به هم جوش داده می شوند.
از مواد مختلفی می توان در آسترهای آکوستیک استفاده کرد که بیشتر بر اساس دمای کارکرد قسمتی است که به آن وصل شده اند. در قسمتهای سردتر موتور ، می توان از کامپوزیت یا پارچه های فلزی استفاده کرد ، در حالی که فلزات شکل پذیر بیشتر در قسمتهای گرمتر موتور یافت می شوند

[rohamavation]

چرخه گرمایی جت

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 کار
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.
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.
رانش خالص جت
برای اینکه بفهمم چگونه موتورهای جت کار می کند ، با فرمول "معروف" خالص محوری مواجه شدم:
$F_{thrust} = Q_{out} \cdot v_{out} - Q_{in}\cdot v_{in}$
از نظر قانون فیزیکی شناخته شده درباره حرکت ، این حجم برای من کاملا منطقی است.
اما اکنون یک اتاق استوانه ای خالی را در انتهای آن نازل فرض کنید ، که به صورت ایستا در یک کانال باد سوار شده است:صرف نظر از جزئیات ، فقط با معادله تداوم باید$Q_{out} = Q_{in}$ و $v_{out} \gt v_{in}$داشته باشیمبا این وجود ، این ساخت یک موتور خالص در جهت چپ ایجاد نمی کند. درست بود ، ما فقط باید این ساخت "خالی" را در هواپیما قرار می دادیم ...
من در آن زمان کاملاً فکر می کردم و کمی دیوانه شده ام. اشتباه من کجاست؟ یا آیا فرمول فوق کل حقیقت نیست؟به هر حال مطمئن نیستم$v_{in} = v_{air}$
اگرچه برای من منطقی به نظر می رسداما حتی وقتی فرمول را می گیرم$F_{thrust} = Q_{out} \cdot v_{out} - Q_{in}\cdot v_{air}$
یک رانش چپ تولید می شود ، هر زمان$v_{out} \ge v_{air}$
آیا این عامل اصلی است که من اشتباه می کنم؟
فراموش کردید که فشار را در نظر بگیرید. این فرمول با این فرض کار می کند که نازل شما به خوبی سازگار باشد و جریان خروجی در فشار جو باشد. در مورد شما سرعت افزایش می یابد اما همانطور که در معادله برنولی بیان شده است فشار کاهش می یابد.
$P_0+ 0.5\rho V_0^2 = P_1+ 0.5\rho V_1^2$
این بدان معنی است که نیروی فشار بر روی نازل شما رانش حاصل از شتاب سیال را خنثی می کند.
در صورت متفاوت بودن فشار ، معادله رانش کلی خود را ببینید
$\text{Thrust} = (Q * V)_e - (Q * V)_0 + (P_e - P_0) * A_e$
با توجه به Ae هوای خروجی نازل است.
فرمول صحیح برای محاسبه بازده پروانه چیست؟چگونه می توان کارایی ملخ را به روش صحیح محاسبه کرد؟
اگر قدرت موتور ، سرعت هواپیما و رانش پروانه آن را بدانیم ، روش صحیح (1) یا (2) برای محاسبه بازده پروانه چیست؟در اینجا ، ورودی قدرت است. خروجی به وضوح رانش است. بنابراین ، کارایی یک مجموعه ملخ باید در واقع رانش واقعی در مقایسه با تبدیل جادویی کامل قدرت به رانش باشد که در آن هیچ انرژی اتلاف شده ای برای رفتن به جای دیگر و نه به رانش وجود نداشته باشد.
این ایده ها را در ذهن خود شروع می کنیم
$T_0={d\over dt}mv=\dot{m}\Delta v,$
که در آن T0 رانش یک مجموعه فن کامل است ، m جرم سیالی است که از منطقه جارو شده مونتاژ فن عبور می کند و $\Delta v=v_{\rm out}-v_{\rm plane}$ میانگین اختلاف سرعت بین مایع خارج شده از فن و میزان آن است فن خود در حال عبور از طریق مایع در قاب استراحت مایعات است.
، به گونه ای که اثرات جریان آشفته خارج از منطقه فن دار بر روی کارایی تأثیر می گذارد ، اما می تواند هوشمندانه در محاسبات واقعی خود کارایی ها نادیده گرفته شود. با این حال ، می توان مونتاژ فن را به عنوان یک فن کانال دار با سطح مقطع ثابت در نظر گرفت ، جایی که هوای پشت مجموعه می تواند از تراکم جرم بالاتر از خلا نسبی نسبی جلوی آن باشد ، دقیقاً مانند برخی از هوای اتومبیل در دور در دقیقه به اندازه کافی بالا از این طریق مشخص است که سرعت اگزوز سرعت جریان هوای نزدیک پره ها نیست ، که ممکن است بیشتر باشد ، بلکه سرعت متوسط ​​کل هوا دقیقاً بعد از مونتاژ فن است.
در ادامه ، در قاب مرجع هواپیما ما دارای یک قدرت جنبشی سیال هستیم که به دلیل فن آن است
$P={\dot{m}\over2}(v_{\rm out}^2-v_{\rm plane}^2).$
بازده تجزیه و تحلیل شار جرم
$\dot{m}=\rho A v_{\rm out}$
جایی که ρ تراکم جرمی مایع اگزوز است به استثنای هر نوع سوخت. این می دهد
$P={\rho A v_{\rm out}\over 2}(v^2_{\rm out}-v^2_{\rm plane}).$
این یک معادله مکعب است. آنها به طور کلی یک راه حل واقعی و چند راه حل خیالی دارند. با این حال ، می توانیم از یک ترفند نسبیت استفاده کنیم ، با $\beta\equiv v_{\rm plane}/v_{\rm out}$، بازده
$v_{\rm out}=\left[{2P\over \rho A(1-\beta^2)}\right]^{1/3}$ و یک ایده آل از$T_0=\rho A v_{\rm out}(v_{\rm out}-v_{\rm plane})$$=\left[4P^2\rho A{1-\beta\over(1+\beta)^2}\right]^{1/3}.$
با استفاده از $A=\pi(D/2)^2$ ، این است
$T_0=\left[\pi \rho P^2 D^2{1-\beta\over(1+\beta)^2}\right]^{1/3}$
با $\eta_{\rm P}=T/T_0$ جایی که T رانش مشاهده شده یک مونتاژ فن با استفاده از توان P است.
وابستگی به β به تنهایی ، مثل اینکه برق ثابت باشد ، در اینجا توضیحات تصویر را وارد کنید
من فکر می کنم این "چگونگی محاسبه کارایی پروانه به روش صحیح" است.
برای بررسی منطقی بودن این تجزیه و تحلیل ، می توانیم کارایی یکی از اولین ملخ ها را محاسبه کنیم.
چگونه می توان فرمول محاسبه رانش خالص سیستم های نزدیک به هم موتور را برای یک موتور دارای ناکل که دارای ابعاد غیر دایره ای است کنترل کرد؟من در حال کار روی یک مساله هستم و می خواهم از این معادله برای محاسبه رانش موتور در nacelle استفاده کنم:
$Fn= \displaystyle \oint V_x\rho\vec V\cdot\vec n \ dA + \displaystyle \oint(P-P_{\infty})\vec n_x \ dA - \displaystyle \oint \vec \tau_x \ dA$
این معادله برای یک مورد ساده آورده شده است: Nacelle دایره ای مشترک.شود

[rohamavation]

طبق قانون طبیعت، هواپیماهای جنگنده برای پرواز در سرعتی بالاتر از سرعت صوت (supersonic)، مجبورند به یک نیروی drag یا همان نیروی پسا که در جهت مخالف حرکت است، غلبه کنند. در طول کل پرواز از ابتدا تا انتها پای این نیرو در کار است ولی در سرعت صوت این نیرو تغییرهایی دارد. در سرعت صوت این نیرو با شتابی افزایش پیدا کرده و مانع از افزایش بیشتر سرعت هواپیما میشود. پس برای غلبه بر این نیرو به نیروی تراست بیشتری احتیاج است. یک راه ساده برای بالابردن تراست به میزان قابل توجه، اضافه کردن یک پس سوز به هسته ی توربوجت است. در یک توربوجت اساسا مقداری از انرژی گازهای محترق و خروجی برای چرخاندن توربین یا توربینها مورد استفاده قرار میگیرد. در واقع پس سوز برای بالا بردن نیروی تراست تولیدی، از طریق تزریق سوخت به این گازهای محترق استفاده میکند. در شکل بنیادی توربوجت پس سوزدار شما متوجه خواهید شد که بخش نازل کمی طویل شده و حلقه هایی از نگه دارنده ی شعله با رنگ نارنجی را در کنار نازل خواهید دید. در پس سوزها وقتی بخش پس سوز روشن است، سوخت اضافی از میان حلقه ها به گازهای محترق اگزوز تزریق میشود. سوخت میسوزد و با افزایش حرارت و انبساط، تراست بیشتری را تولید مینماید ولی این سوخت با بازدهی که سوخت در محفظه ی احتراق میسوزد، نمیسوزد. شما تراست بیشتری با یک پس سوز خواهید داشت ولی مقدار خیلی بیشتری سوخت خواهید سوزاند. نکته ی دیگر اینکه هنگامیکه پس سوز خاموش است کارایی موتور، به همان میزان کارایی ثابت توربوجت است. در تصویر زیر نمونه ی یک پس سوز دست ساز را میبینید که سوخت پاش و حلقه ی نگه دارنده ی شعله به وضوح دیده میشود.
سیستم پس سوز سیستمی است که در هواپیماهای جت مافوق صوت برای افزودن بر نیروی پیشران (thrust) موتور در هنگام پرواز با سرعت بالای صوت یا هنگام برخاستن از زمین استفاده می شود. در هواپیماهای نظامی از پس سوز در هنگام نبرد هوایی نیز استفاده می شود. در سیستم پس سوز، سوخت اضافی به جریان گازهای خروجی از اتاق احتراق پاشیده می شود. این امر بر حجم گازهای مشتعل خروجی از اگزوز و در نتیجه به نیروی پیش ران می افزاید.
مشعل پس سوز (یا گرم کردن مجدد انگلیس) یک جز an احتراق اضافی است که در بعضی از موتورهای جت ، بیشتر در هواپیماهای مافوق صوت نظامی استفاده می شود. هدف آن افزایش فشار ، معمولاً برای پروازهای مافوق صوت ، برخاستن و جنگیدن است. پس از سوختن ، سوخت اضافی را به یک احتراق در لوله جت پشت توربین تزریق می کند ، "باعث گرم شدن مجدد" گاز خروجی می شود. پس از سوختن به طور قابل توجهی رانش را به عنوان جایگزینی برای استفاده از یک موتور بزرگتر با مجازات وزن همراه افزایش می دهد ، اما با هزینه مصرف سوخت بسیار بالا (کاهش بهره وری سوخت) که استفاده از آن را به دوره های کوتاه محدود می کند. این کاربرد گرمایش مجدد هواپیما با معنی و نحوه اجرای مجدد گرمایش قابل استفاده در توربین های گازی که مولد های الکتریکی هستند حرکت می کند و باعث کاهش مصرف سوخت می شود.
به موتورهای جت به عنوان کارکرد خیس در هنگام استفاده از سوختن و در صورت عدم استفاده ، خشک گفته می شود. موتور تولید حداکثر رانش خیس در حداکثر قدرت است ، در حالی که موتور تولید حداکثر رانش خشک در قدرت نظامی است.
چرا اگزوز پس سوز "نبض" دارد؟
به جای متراکم بودن مداوم ، اگزوز پس سوز در این تصاویر زیر به نظر می رسد "ضربان دار" است. آیا این یک ترفند دوربین است ، نتیجه طبیعی تعامل با هوا است ، یا آیا برخی از علم طراحی ها در سیستم پیشرانه وجود دارد که باعث این اثر می شود؟آنها به عنوان "الماس ماخ" یا "الماس شوک" (و تعدادی نام دیگر) شناخته می شوند و به خودی خود از ویژگی های پس سوز نیستند اما هنگامی که فشار گازهای خروجی منبسط نشده توسط امواج ایستاده در اگزوز تشکیل می شوند دقیقاً با فشار محیط خارجی مطابقت دارد. آنها می توانند با انبساط بیش از حد یا با انبساط کم گازهای خروجی تشکیل شوند. الماسها در حال گذار از جریان صوتی به مافوق صوت هستند که بلافاصله در سمت "پایین دست" نازل موتور موشک یا موتور جت اتفاق می افتد.
در موشکها ، جریان از طریق چنین نازلی همیشه در گلو صوتی است (بجز سیستمهای کم فشار پیش پا افتاده که می تواند صوتی باشد) - اما اینها معمولاً در عمل مشاهده نمی شوند.
در موتورهای جت ، جریان صوتی یا مافوق صوت در اگزوز به طراحی بستگی دارد که به نوبه خود به کاربرد بستگی دارد. موتورهای "جت خالص" که از کمپرسور احتراق برای فشرده سازی هوای ورودی استفاده می کنند و رانش خود را از اگزوز جت ایجاد می کنند ، معمولاً دارای اگزوزهای مافوق صوت هستند. توسعه مداوم منجر به ایجاد طیف وسیعی از انواع موتور "جت" با قابلیت های تا حدودی متفاوت شده است - توربوجت (جت "خالص") ، توربوفن ("فن داخلی" با جت هدایت می کند هوایی تولید می کند که تا حدی جت مناسب را دور می زند) ، توربوپراپ (جت باعث رانش پروانه خارجی می شود) ، propfan (توربوپراپ در استروئیدهای بهینه شده برای كروز نزدیک به Mach 1) و برخی از همسفران مانند توربوشفت - مانند توربوپراپ اما دارای خروجی شافت - اگر می خواهید مانند هلی کوپتر نیرو بگیرید ، مفید است.
در یک موتور توربو فن میزان هوایی که موتور مناسب را جت می کند توسط "نسبت بای پس" تنظیم می شود. موتورهای بای پس زیاد اکثر هوا را از طریق جت مناسب می فرستند تا با اگزوز جت ترکیب شده و اگزوز واقعی موتور را تشکیل دهند. جت خالص یا برخی از موتورهای توربو فن "نسبت بای پس کم" ممکن است دارای اگزوزهای مافوق صوت باشند در حالی که توربوفن "نسبت بای پس بالا" همیشه صوتی ندارند. هواپیماهای مدرن از راه دور (مخصوصاً هواپیماهای مسافربری) که هدفشان حداکثر صرفه جویی در مصرف سوخت است ، نسبت های بای پس بالایی دارند. از آنجا که الماسهای ماخ فقط با عملکرد صوتی ارتباط دارند ، شما الماسهای ماخ را از 747 نخواهید دید.
بنابراین ، فن جت های بای پس کم ممکن است برای بخشی از عملکرد خود دارای اگزوزهای مافوق صوت باشند. یک توربوجت ممکن است زیر صوتی یا فوق صوتی باشد و پس سوز تقریباً همیشه (اما نه لزوماً از نظر تئوری) جریان خروجی مافوق صوت را تولید می کند.
در سیستم هایی که دارای سرعت خروجی خروجی مافوق صوت هستند ، با تغییر جریان از صوتی در حلق نازل به مافوق صوت در سیستم انبساط ، هدف این است که فشار خروجی دقیقاً مطابق با محیط باشد. "دقیقاً" هرگز دقیقاً در عمل اتفاق نمی افتد. در مواردی که عدم تطابق رخ دهد ، یک موج شوک ایجاد خواهد شد - "از نظر دیگر" عدم تطابق امپدانس "- و شواهد مشهود آن الماسهای Mach است.
از آنجا که هم فشار اگزوز و هم فشار محیط با تغییر شرایط ، اساساً همیشه درجاتی از این نوع امواج شوک در سیستم های "واجد شرایط" وجود دارد ، اما بیشتر از آن زمانی که عملکرد موتور به طور قابل توجهی از حالت ایده آل دور شود. نسخه های کوچکتر ممکن است بدون بررسی دقیق مشخص نباشند. از آنجا که سیستم کلی معمولاً برای شرایط "عادی" بهینه سازی می شود ، پس از سوزاندن از کاربرد طبیعی ، احتمالاً عملکرد پس سوز باعث عدم مطابقت فشار عمده می شود.
اگر طراحان تصمیم بگیرند که حداکثر عملکرد را از پس سوز در شرایط خاص می خواهند (به عنوان مثال یک رهگیر می تواند در صورت لزوم حداکثر سرعت مطلق را بدست آورد) - یک استثنا رخ می دهد - در این صورت الماس ماخ می تواند در پس سوز به حداقل برسد و در این حالت بارزتر خواهد بود عملکرد طبیعی

[rohamavation]

چرا نازل متغییر در جت های نظامی کاربرد دارد

یک نازل منطقه وریبل به تنظیم فشار خروجی گازهای کمباسشن با فشار محیط کمک می کنه . هنگامی که آنها از توربین خارج می شن گازهای کمباسشن هنوز مقداری فشار باقی مانده دارند که توسط یک کانتور همگرا از نازل به سرعت تبدیل می شود.پس چرا یک نازل وریبل در هواپیماهای مجهز به افتربرنر نیازه
یک لوله جت افتربرنر بزرگتر از یک لوله جت تجاری هست لذا یک لوله جت افتربرنر مجهز به یک نازل دو حالته یا وریبل است تا بتونه تحت هر شرایطی کار کنه پس .افتربرنر روشیه کارامد برای افزایش نیروی "پروپولشن اینجین جت برای مدت زمان کوتاه به منظور بهبود عملکرد برخاستن یا صعود یا جنگیدن هواپیما.که در تجاری ما نیاز نداریم به دلیل مصرف س.خت بالا و عدم سرعت بالاببین کلا ما هواپيماهاي زير سرعت صوت يا مادون صوت با محدوده سرعت ۳۵۰ تا ۹۵۰ كيلومتر بر ساعت، Subsonic
▪ هواپيماهاي حدود سرعت صوت با محدوده سرعت ۹۵۰ تا ۱۲۰۰ كيلومتر بر ساعت، Transonic
▪ هواپيماهاي سرعت صوت با محدوده سرعت دقيقاً سرعت صوت نسبت به محيط، Sonic
▪ هواپيماهاي بالاي سرعت صوت يا مافوق سرعت صوت با محدوده سرعت ۱ ماخ تا ۵ ماخ، Supersonic
▪ هواپيماهاي با سرعت بسيار بيشتر از سرعت صوت با محدوده سرعت ۵ ماخ و بالاتر، Hypersonic
حالا حتما میپرسید چرا اینجین بزرگتر نمیکنند جوابش ساده افزایش وزن و سطح جلو و مصرف کلی فیول پس چرا با افتربرنر انجام ندیم
فیول یک اینجین توربین در مقدار زیادی هوا می سوزد و مقدار کافی اکسیژن برای پشتیبانی از کمباسشن بیشتر فراهم می کند. به همین دلیل، تزریق فیول اضافی برای سوختن در پایین دست توربین امکان پذیر ه و نیروی "پروپولشن کلی اینجین جت را افزایش می ده
بازم میگین متوجه نشدم خوب ادامه مطلب منو ببینی خوبه به سایر پستهایم در زمینه نازل ها به لینک کمکی همچنین سیستم اینجین جت و تفاوت اینجین جت تجاری با اینجین جنگنده سری بزنید مفید هست .خوب جت نظامی دارای بای پس کم هست افتربرنر در اینجینهای بای پس کم با مخلوط کردن جریان های کنارگذر و توربین قبل از تزریق فیول افتربرنر حاصل می شه. با این کار، کمباسشن در جریان اگزوز مخلوط صورت می گیرد. روش دیگر تزریق فیول و تثبیت شعله به صورت جداگانه در جریان های بای پس و توربین است و گازهای موجود را تا دمای خروجی مشترک در خروجی نازل می سوزانند.برای اینکه جت بتواند بدون سوختن پس از سوختن کار کند، لوله جت با یک نازل "پروپولشن دو موقعیت یا با ناحیه وریبل مطابق شکل بالا نصب شده است. هنگامی که افتربرنر استفاده نمی شود، نازل در پیکربندی بسته خود باقی می مونه اما زمانی که افتربرنر شروع می شه باز می شن تا ناحیه خروجی افزایش یابه و از ایجاد فشار در لوله جت جلوگیری بشه که می تونه بر عملکرد توربین تأثیر منفی بگذاره یک نازل دو حالته دارای دو پلک است که می توان آنها را بدون توجه به دیگری حرکت داد تا ناحیه نازل باز یا بسته شود. یک نازل با ناحیه وریبل از چند فلپ تشکیل شده که در کنار هم به صورت حلقه ای در اطراف نازل خروجی قرار گرفته و به محفظه بیرونی لولا شده اند. نازل ها می توانند بوسیله غلتک های روتیتینگ که توسط یک کامترک و یک محرک خطی (رام عامل) به حرکت در بیان به داخل یا خارج از جریان بچرخند. هنگامی که افتربرنر شروع میشه یک واحد کنترل فیول مقدار صحیح فیول را برای جریان در لوله جت تعیین می کنه تا تعادل صحیحی بین افزایش فشار لوله جت و نسبت فشار در سراسر توربین ایجاد کنه. نسبت فشار در سراسر توربین برای عملکرد کارآمد اینجین جت بسیار مهمه زیرا انرژی لازم برای عملکرد مراحل کمپرسور را فراهم می کنه. بنابراین، سیستم کنترل می تونه به طور خودکار منطقه خروجی نازل را تغییر بده تا نسبت فشار صحیح در سراسر توربین حفظ بشه - هر چه درجه افتربرنر بالاتر باشد، افزایش فشار در لوله جت بیشتر می شه . .
"پروپولشنو مصرف سوخت
افزایش "پروپولشن تابعی از افزایش دمای لوله جت در نتیجه افتر برنر است. برای یک سیستم کاملاً کارآمد رابطه بین نسبت دما قبل و بعد از سوختن فیول و افزایش "پروپولشن تقریباً خطی در محدوده عملیاتی معمولی با نسبت‌های دمایی 1.4 تا 2.2 است. در این محدوده می توانم انتظار افزایش 40 درصدی "پروپولشن را برای دو برابر شدن دما در لوله جت داشته باشم . بنابراین اگرافتر برنر دمای لوله جت را از 700 درجه سانتی‌گراد (973 کلوین) به 1500 درجه سانتی‌گراد (1773 کلوین) افزایشبده باعث افزایش "پروپولشن در حدود 36 درصد میشه.

افتر برنر کلا به طور طبیعی با افزایش بهتر بگم اینجا قمار مصرف فیول همراهه و به همین دلیله که افتربرنر معمولاً محدود به زمان و عملیات های کوتاه هستش میدونید هدف کمپرسور در اینجین جت کلاسیک افزایش فشار هوای ورودی به فشار بهینه برای کمباسشن کارآمده. پس از انبساط توسط مرحله توربین، گازها در درجه تراکم پایین تری قرار دارند و بنابراین فیول به اندازه محفظه کمباسشن بین کمپرسور و توربین سوزانده نمی شن. برای افزایش 70 درصدی "پروپولشن مصرف فیول به راحتی می تواند دو برابر شود، اماالبته این افزایش مصرف فیول با بهبود عملکرد از نظر برخاستن و صعود متعادل می شه. معنی واضحی داره ببینید که افزایش مصرف فیولبا زمان صرفه جویی شده برای طی کردن مسافت مورد نظر یا مانور عملیاتی متعادل میشه .اما باز میگم برای زمانهای کوتاه و انجام یک عملیات در زمان کم مثل لندینگ و لیفتینگ

پس فهمیدیم که یک نازل سطح وریبل به تنظیم فشار خروجی گازهای کمباسشن با فشار محیط کمک می کنه. هنگامی که آنها از توربین خارج می شن گازهای کمباسشن هنوز مقداری فشار باقی مانده دارند که توسط یک کانتور همگرا از نازل به سرعت تبدیل می شود.
اگر گازهای کمباسشن فشار کافی برای شتاب گرفتن به سرعت مافوق صوت داشته باشند، نازل در واقع ابتدا همگرا و سپس واگرا می شود تا به بهترین شتاب جریان برسد. جریان همگرا و مادون صوت شتاب می گیرد تا جایی که در قسمتی با کوچکترین ناحیه به نام گلوگاه به سرعت صوت می رسد و بخش واگرای زیر جریان مافوق صوت را بیشتر شتاب می ده تا زمانی که فشار آن به فشار محیط کاهش پیداکنه این نازل con-di-di-nozzle باید هم سطح مقطع گلو و هم سطح مقطع ناحیه خروجی را تنظیم کند. به خصوص ناحيه گلو درست نگرفتن به معناي از دست دادن قابل توجه تراست در عمل خواهد شد دیگه من اینجا محاسباتشو نیاوردم .سنگینه و باید هر پارامتر بگم چیه
نازل con-di
اینجینهای افتربرنربه دلیل شرایط کاری متفاوت در حالت خشک و مرطوب به نازل های قابل تطبیق نیاز دارند بنابراین بیشترین سود را از نازل های قابل تنظیم می برند. گرم کردن مجدد گاز خروجی به معنای افزایش حجم آن است، بنابراین نازل باید بازتر شود تا به درستی مطابقت داده بشه. به طور کلی، اگر سرعت خروج گازهای کمباسشن مافوق صوت باشد، به یک نازل قابل تنظیم نیاز است. حتی برخی از جت های اولیه بدون افتربرنر دارای یک نازل قابل تنظیم بودند . در تصویر زیر دقت کنید که سطح مقطع در قسمت آخر نازل مجدداً گشاد می شود که نشان می دهد جریان اگزوز اینجین کمی مافوق صوت بوده است.

اینجینهای هواپیما فقط از یک نازل قابل تنظیم سود کمی خواهند داشت و با توجه به افزایش جرم یک نازل کاملاً قابل تنظیم، در مجموع بازده کمتری خواهند داشت. هواپیماهای کوتاه برد معمولاً هندسه نازلی دارند که برای عملکرد میدانی بهینه شده است در حالی که هواپیماهای دوربرد ترجیح می دهند برای بهترین بازده کروز بهینه سازی کنند. سرعت خروجی جریان هسته آنها هنوز مافوق صوت یا فقط مافوق صوت خفیف است - لطفاً توجه داشته باشید که سرعت صدا در گاز کمباسشن گرم شده بسیار بالاتر است. در دمای 500 درجه سانتی گراد سرعت صوت تقریباً 560 متر بر ثانیه است.
نازل فن منطقه وریبل سعی می کنه همان کاری را که نازل معمولی برای جریان هسته جت انجام می ده برای جریان فن انجام بده. بنابراین این در واقع یک مفهوم مرتبط است و به بهینه سازی عملکرد در سرعت کم و بالا کمک می کند. سرعت خروجی جریان فن در هنگام برخاستن مافوق صوت و در کروز مافوق صوت ملایم است، و از آنجایی که جریان جرمی آن بسیار بیشتر از جریان هسته در اینجینهای هواپیما است وریبل نازل زودتر جواب می ده. با تنظیم فشار خروجی با تغییر ناحیه خروجی می تونیم برخی از دستاوردهای عملکرد را کاهش بدیم

هدف نازل در جریان مادون صوت، منقبض کردن ایرفلو است بنابراین نیروی "پروپولشن در هنگام خروج از اینجین به شدت افزایش می‌یابه (از نظر فنی ما بچه های هوافضا میگیم گاز را به "پروپولشن تبدیل می‌کند و در نتیجه ژنراتور گاز را به یک اینجین جت تبدیل می‌کند.) پس گاز خروجی از توربین تقریباً مانند زمانی که نازل محدود می شه نیروی "پروپولشن از پشت خارج نمی شه.خوب مثال معمولش همه جا اینو میگن استاد ما تو جزوه همین گفته منم میگم شما می توانید آن را مانند قرار دادن انگشت شست خود روی انتهای شلنگ در نظر بگیرین جریان بسیار سریعتر است زیرا جریان آب را محدود می کنید.r از نظر فنی تر، سرعت جریان افزایش می یابد در حالی که فشار واقعی کاهش می یابد - اثر ونتوری. با این حال، در طول عملیات افتربرنر نازل ها اثر معکوس دارند و بستن آنها در واقع سرعت جریان را کاهش می دهد. بنابراین، در طول جریان مافوق صوت، نازل ها در واقع باز می شوند.

حرکت دریچه گاز به جلو در جت چند کار را انجام می ده فیول را افزایش می ده گاز بیشتری ایجاد می کنه و همچنین نازل ها را محدود می کنه.
راندمان جواب شما
اگر دلیلی وجود داشت که هواپیماهای تجاری همان اینجینهایی را که ما داریم ندارند این همان خواهد بود. به استثنای اینجینهای توربوجت بسیار ناکارآمد تقریباً تمام هواپیماهای تجاری به اینجینهای توربوفن مجهزندبه طور دقیق، توربوفن های بای پس بالا. که در اینجینهای مدرن استفاده می شه به آنها اجازه می ده بسیار کارآمدتر از اینجینهای ما کار کنند. با یک اینجین بای پس بالا، تمام جریان مادون صوت باقی می‌مونه و یک اگزوز ثابت نه تنها مقرون به صرفه‌تر است، بلکه ایمن‌تر نیز هست زیرا نمی‌تواند باز شود و نیروی "پروپولشن را کاهش بده . هواپیماهای جنگنده نیز از توربوفن استفاده می کنند، با این حال هواپیماهای ما بای پس کم هستند و فیول بسیار بیشتری نسبت به همتایان غیرنظامی مصرف می کنند. مزیت این است که ما همچنین می‌توانیم در محیط بسیار متنوع‌تری کار کنیم
بنابراین اگه دوباره می‌پرسید چرا اینجینهای جت با افتر برنر از نازل‌های منطقه وریبل استفاده می‌کنند
چنین اینجینهایی ممکن است برای مصارف نظامی یا تجاری باشند، اما برای سرعت دادن هواپیما به سمت مافوق صوت استفاده می شوند.
یک دلیل اساسی برای تغییر ناحیه نازل وجود دارد و آن حفظ ایرفلوی اینجین است.بیایم از فرمول بندی استفاده کنم میدونید رهام هست فرمول .این عادت منه بیام از نظر ریاضی و نرم افزاری شبیه سازی کنم که چرا
عملکرد نازل برای نازل همگرا:
عملکرد نازل پارامتر جریان را نشان می ده -$ Wg·Sqrt(Tt)/[Pt·A]$ - در مقابل نسبت فشار نازل - Pt8/Ps8$ $که در آن:
Wg = ایرفلو به علاوه کمباسشن
Tt = دمای کل
Pt = فشار کل
A = ناحیه در گلوی نازل
Pt8 = فشار کل در گلوگاه نازل
Ps8 = فشار استاتیک در گلوگاه نازل
در M = 1 به حداکثر می رسد (تعداد ماخ گلوی نازل = 1).
بدون Afterburner
در این مرحله پارامتر جریان در گلوگاه نازل با حالت افتر برنر تغییری نمیکنه بلکه کم میشه
با Afterburner
اگرافتربرنر راه اندازی شود، دمای کل داخل نازل، Tt8، به شدت افزایش می یابد. فرض کنید دما دو برابر شود؟
سپس Sqrt(2·Tt8) = 1.4·Sqrt(Tt8)، و شما 1.4 برابر پارامتر جریان خفه شده در گلو دارید.
اما پارامتر جریان نمی تواند افزایش یابد، بنابراین آنچه اتفاق می افتد این است که ایر فلو به میزان 1.4 کاهش می یابد. و این ایرفلو از کجا میاد از خروجی توربین که از خروجی مشعل می آید که از خروجی کمپرسور که از ورودی کمپرسور می آید.
بعد چه اتفاقی می افته اگر FADEC (کنترل الکترونیکی دیجیتال کامل) سعی کنه با افزایش جریان فیول به مشعل، سرعت روتور کمپرسور را حفظ کنه تا خروجی توربین را افزایش بده در واقع، این می تونه منجر به دمای بیش از حد توربین شود بنابراین FADEC باید تقاضا را کاهش بده
همچنین روشن شدن افتربرنر باعث افزایش Tt8 می شود، باعث کاهش Pt8 نیز می شود... افت فشاری که ناشی از گرمایش است. این یک فرآیند ریلی است وتلفات داغ را به حساب می آوره. در A/B افتر برنر )، تلفات اصطکاکی یا سرد وجود دارد، اما این تلفات در مقایسه با تلفات داغ بسیار کم است. این تلفات کل فشار همچنین باعث افزایش پارامتر جریان می شود، زیرا Pt در مخرج پارامتر جریان است و به اتلاف ایرفلو کمک می کند.
راه حل مشکل Tt بیشتر و پلاتین کمتر که جریان نازل را محدود می کنه افزایش سطح نازل است - در این صورت همه اجزای دیگر اینجین راحت انجام کار میدند و فشاری نمیاد می شوند.
در مورد بخش واگرای نازل - این است که گازها را به نزدیکی محیط باز کنید و در انجام این کار مقداری "پروپولشن بیشتر به دست آورید

[rohamavation]

افتر برنر after burner
طبق قانون طبیعت، هواپیماهای جنگنده برای پرواز در سرعتی بالاتر از سرعت صوت (supersonic)، مجبورند به یک نیروی drag یا همان نیروی پسا که در جهت مخالف حرکت است، غلبه کنند. در طول کل پرواز از ابتدا تا انتها پای این نیرو در کار است ولی در سرعت صوت این نیرو تغییرهایی دارد. در سرعت صوت این نیرو با شتابی افزایش پیدا کرده و مانع از افزایش بیشتر سرعت هواپیما میشود. پس برای غلبه بر این نیرو به نیروی تراست بیشتری احتیاج است. یک راه ساده برای بالابردن تراست به میزان قابل توجه، اضافه کردن یک پس سوز به هسته ی توربوجت است. در یک توربوجت اساسا مقداری از انرژی گازهای محترق و خروجی برای چرخاندن توربین یا توربینها مورد استفاده قرار میگیرد. در واقع پس سوز برای بالا بردن نیروی تراست تولیدی، از طریق تزریق سوخت به این گازهای محترق استفاده میکند. در شکل بنیادی توربوجت پس سوزدار شما متوجه خواهید شد که بخش نازل کمی طویل شده و حلقه هایی از نگه دارنده ی شعله با رنگ نارنجی را در کنار نازل خواهید دید. در پس سوزها وقتی بخش پس سوز روشن است، سوخت اضافی از میان حلقه ها به گازهای محترق اگزوز تزریق میشود. سوخت میسوزد و با افزایش حرارت و انبساط، تراست بیشتری را تولید مینماید ولی این سوخت با بازدهی که سوخت در محفظه ی احتراق میسوزد، نمیسوزد. شما تراست بیشتری با یک پس سوز خواهید داشت ولی مقدار خیلی بیشتری سوخت خواهید سوزاند. نکته ی دیگر اینکه هنگامیکه پس سوز خاموش است کارایی موتور، به همان میزان کارایی ثابت توربوجت است. در تصویر زیر نمونه ی یک پس سوز دست ساز را میبینید که سوخت پاش و حلقه ی نگه دارنده ی شعله به وضوح دیده میشود.
سیستم پس سوز سیستمی است که در هواپیماهای جت مافوق صوت برای افزودن بر نیروی پیشران (thrust) موتور در هنگام پرواز با سرعت بالای صوت یا هنگام برخاستن از زمین استفاده می شود. در هواپیماهای نظامی از پس سوز در هنگام نبرد هوایی نیز استفاده می شود. در سیستم پس سوز، سوخت اضافی به جریان گازهای خروجی از اتاق احتراق پاشیده می شود. این امر بر حجم گازهای مشتعل خروجی از اگزوز و در نتیجه به نیروی پیش ران می افزاید.
مشعل پس سوز (یا گرم کردن مجدد انگلیس) یک جز an احتراق اضافی است که در بعضی از موتورهای جت ، بیشتر در هواپیماهای مافوق صوت نظامی استفاده می شود. هدف آن افزایش فشار ، معمولاً برای پروازهای مافوق صوت ، برخاستن و جنگیدن است. پس از سوختن ، سوخت اضافی را به یک احتراق در لوله جت پشت توربین تزریق می کند ، "باعث گرم شدن مجدد" گاز خروجی می شود. پس از سوختن به طور قابل توجهی رانش را به عنوان جایگزینی برای استفاده از یک موتور بزرگتر با مجازات وزن همراه افزایش می دهد ، اما با هزینه مصرف سوخت بسیار بالا (کاهش بهره وری سوخت) که استفاده از آن را به دوره های کوتاه محدود می کند. این کاربرد گرمایش مجدد هواپیما با معنی و نحوه اجرای مجدد گرمایش قابل استفاده در توربین های گازی که مولد های الکتریکی هستند حرکت می کند و باعث کاهش مصرف سوخت می شود.
به موتورهای جت به عنوان کارکرد خیس در هنگام استفاده از سوختن و در صورت عدم استفاده ، خشک گفته می شود. موتور تولید حداکثر رانش خیس در حداکثر قدرت است ، در حالی که موتور تولید حداکثر رانش خشک در قدرت نظامی است.
چرا اگزوز پس سوز "نبض" دارد؟
به جای متراکم بودن مداوم ، اگزوز پس سوز در این تصاویر زیر به نظر می رسد "ضربان دار" است. آیا این یک ترفند دوربین است ، نتیجه طبیعی تعامل با هوا است ، یا آیا برخی از علم طراحی ها در سیستم پیشرانه وجود دارد که باعث این اثر می شود؟آنها به عنوان "الماس ماخ" یا "الماس شوک" (و تعدادی نام دیگر) شناخته می شوند و به خودی خود از ویژگی های پس سوز نیستند اما هنگامی که فشار گازهای خروجی منبسط نشده توسط امواج ایستاده در اگزوز تشکیل می شوند دقیقاً با فشار محیط خارجی مطابقت دارد. آنها می توانند با انبساط بیش از حد یا با انبساط کم گازهای خروجی تشکیل شوند. الماسها در حال گذار از جریان صوتی به مافوق صوت هستند که بلافاصله در سمت "پایین دست" نازل موتور موشک یا موتور جت اتفاق می افتد.
در موشکها ، جریان از طریق چنین نازلی همیشه در گلو صوتی است (بجز سیستمهای کم فشار پیش پا افتاده که می تواند صوتی باشد) - اما اینها معمولاً در عمل مشاهده نمی شوند.
در موتورهای جت ، جریان صوتی یا مافوق صوت در اگزوز به طراحی بستگی دارد که به نوبه خود به کاربرد بستگی دارد. موتورهای "جت خالص" که از کمپرسور احتراق برای فشرده سازی هوای ورودی استفاده می کنند و رانش خود را از اگزوز جت ایجاد می کنند ، معمولاً دارای اگزوزهای مافوق صوت هستند. توسعه مداوم منجر به ایجاد طیف وسیعی از انواع موتور "جت" با قابلیت های تا حدودی متفاوت شده است - توربوجت (جت "خالص") ، توربوفن ("فن داخلی" با جت هدایت می کند هوایی تولید می کند که تا حدی جت مناسب را دور می زند) ، توربوپراپ (جت باعث رانش پروانه خارجی می شود) ، propfan (توربوپراپ در استروئیدهای بهینه شده برای كروز نزدیک به Mach 1) و برخی از همسفران مانند توربوشفت - مانند توربوپراپ اما دارای خروجی شافت - اگر می خواهید مانند هلی کوپتر نیرو بگیرید ، مفید است.
در یک موتور توربو فن میزان هوایی که موتور مناسب را جت می کند توسط "نسبت بای پس" تنظیم می شود. موتورهای بای پس زیاد اکثر هوا را از طریق جت مناسب می فرستند تا با اگزوز جت ترکیب شده و اگزوز واقعی موتور را تشکیل دهند. جت خالص یا برخی از موتورهای توربو فن "نسبت بای پس کم" ممکن است دارای اگزوزهای مافوق صوت باشند در حالی که توربوفن "نسبت بای پس بالا" همیشه صوتی ندارند. هواپیماهای مدرن از راه دور (مخصوصاً هواپیماهای مسافربری) که هدفشان حداکثر صرفه جویی در مصرف سوخت است ، نسبت های بای پس بالایی دارند. از آنجا که الماسهای ماخ فقط با عملکرد صوتی ارتباط دارند ، شما الماسهای ماخ را از 747 نخواهید دید.
بنابراین ، فن جت های بای پس کم ممکن است برای بخشی از عملکرد خود دارای اگزوزهای مافوق صوت باشند. یک توربوجت ممکن است زیر صوتی یا فوق صوتی باشد و پس سوز تقریباً همیشه (اما نه لزوماً از نظر تئوری) جریان خروجی مافوق صوت را تولید می کند.
در سیستم هایی که دارای سرعت خروجی خروجی مافوق صوت هستند ، با تغییر جریان از صوتی در حلق نازل به مافوق صوت در سیستم انبساط ، هدف این است که فشار خروجی دقیقاً مطابق با محیط باشد. "دقیقاً" هرگز دقیقاً در عمل اتفاق نمی افتد. در مواردی که عدم تطابق رخ دهد ، یک موج شوک ایجاد خواهد شد - "از نظر دیگر" عدم تطابق امپدانس "- و شواهد مشهود آن الماسهای Mach است.
از آنجا که هم فشار اگزوز و هم فشار محیط با تغییر شرایط ، اساساً همیشه درجاتی از این نوع امواج شوک در سیستم های "واجد شرایط" وجود دارد ، اما بیشتر از آن زمانی که عملکرد موتور به طور قابل توجهی از حالت ایده آل دور شود. نسخه های کوچکتر ممکن است بدون بررسی دقیق مشخص نباشند. از آنجا که سیستم کلی معمولاً برای شرایط "عادی" بهینه سازی می شود ، پس از سوزاندن از کاربرد طبیعی ، احتمالاً عملکرد پس سوز باعث عدم مطابقت فشار عمده می شود.
اگر طراحان تصمیم بگیرند که حداکثر عملکرد را از پس سوز در شرایط خاص می خواهند (به عنوان مثال یک رهگیر می تواند در صورت لزوم حداکثر سرعت مطلق را بدست آورد) - یک استثنا رخ می دهد - در این صورت الماس ماخ می تواند در پس سوز به حداقل برسد و در این حالت بارزتر خواهد بود عملکرد طبیعی.

[rohamavation]

چرا نازل متغییر در جت های نظامی کاربرد دارد
یک نازل منطقه وریبل به تنظیم فشار خروجی گازهای کمباسشن با فشار محیط کمک می کنه . هنگامی که آنها از توربین خارج می شن گازهای کمباسشن هنوز مقداری فشار باقی مانده دارند که توسط یک کانتور همگرا از نازل به سرعت تبدیل می شود.پس چرا یک نازل وریبل در هواپیماهای مجهز به افتربرنر نیازه
یک لوله جت افتربرنر بزرگتر از یک لوله جت تجاری هست لذا یک لوله جت افتربرنر مجهز به یک نازل دو حالته یا وریبل است تا بتونه تحت هر شرایطی کار کنه پس .افتربرنر روشیه کارامد برای افزایش نیروی "پروپولشن اینجین جت برای مدت زمان کوتاه به منظور بهبود عملکرد برخاستن یا صعود یا جنگیدن هواپیما.که در تجاری ما نیاز نداریم به دلیل مصرف س.خت بالا و عدم سرعت بالاببین کلا ما هواپيماهاي زير سرعت صوت يا مادون صوت با محدوده سرعت ۳۵۰ تا ۹۵۰ كيلومتر بر ساعت، Subsonic
▪ هواپيماهاي حدود سرعت صوت با محدوده سرعت ۹۵۰ تا ۱۲۰۰ كيلومتر بر ساعت، Transonic
▪ هواپيماهاي سرعت صوت با محدوده سرعت دقيقاً سرعت صوت نسبت به محيط، Sonic
▪ هواپيماهاي بالاي سرعت صوت يا مافوق سرعت صوت با محدوده سرعت ۱ ماخ تا ۵ ماخ، Supersonic
▪ هواپيماهاي با سرعت بسيار بيشتر از سرعت صوت با محدوده سرعت ۵ ماخ و بالاتر، Hypersonic
حالا حتما میپرسید چرا اینجین بزرگتر نمیکنند جوابش ساده افزایش وزن و سطح جلو و مصرف کلی فیول پس چرا با افتربرنر انجام ندیم
فیول یک اینجین توربین در مقدار زیادی هوا می سوزد و مقدار کافی اکسیژن برای پشتیبانی از کمباسشن بیشتر فراهم می کند. به همین دلیل، تزریق فیول اضافی برای سوختن در پایین دست توربین امکان پذیر ه و نیروی "پروپولشن کلی اینجین جت را افزایش می ده
بازم میگین متوجه نشدم خوب ادامه مطلب منو ببینی خوبه به سایر پستهایم در زمینه نازل ها به لینک کمکی همچنین سیستم اینجین جت و تفاوت اینجین جت تجاری با اینجین جنگنده سری بزنید مفید هست .خوب جت نظامی دارای بای پس کم هست افتربرنر در اینجینهای بای پس کم با مخلوط کردن جریان های کنارگذر و توربین قبل از تزریق فیول افتربرنر حاصل می شه. با این کار، کمباسشن در جریان اگزوز مخلوط صورت می گیرد. روش دیگر تزریق فیول و تثبیت شعله به صورت جداگانه در جریان های بای پس و توربین است و گازهای موجود را تا دمای خروجی مشترک در خروجی نازل می سوزانند.برای اینکه جت بتواند بدون سوختن پس از سوختن کار کند، لوله جت با یک نازل "پروپولشن دو موقعیت یا با ناحیه وریبل مطابق شکل بالا نصب شده است. هنگامی که افتربرنر استفاده نمی شود، نازل در پیکربندی بسته خود باقی می مونه اما زمانی که افتربرنر شروع می شه باز می شن تا ناحیه خروجی افزایش یابه و از ایجاد فشار در لوله جت جلوگیری بشه که می تونه بر عملکرد توربین تأثیر منفی بگذاره یک نازل دو حالته دارای دو پلک است که می توان آنها را بدون توجه به دیگری حرکت داد تا ناحیه نازل باز یا بسته شود. یک نازل با ناحیه وریبل از چند فلپ تشکیل شده که در کنار هم به صورت حلقه ای در اطراف نازل خروجی قرار گرفته و به محفظه بیرونی لولا شده اند. نازل ها می توانند بوسیله غلتک های روتیتینگ که توسط یک کامترک و یک محرک خطی (رام عامل) به حرکت در بیان به داخل یا خارج از جریان بچرخند. هنگامی که افتربرنر شروع میشه یک واحد کنترل فیول مقدار صحیح فیول را برای جریان در لوله جت تعیین می کنه تا تعادل صحیحی بین افزایش فشار لوله جت و نسبت فشار در سراسر توربین ایجاد کنه. نسبت فشار در سراسر توربین برای عملکرد کارآمد اینجین جت بسیار مهمه زیرا انرژی لازم برای عملکرد مراحل کمپرسور را فراهم می کنه. بنابراین، سیستم کنترل می تونه به طور خودکار منطقه خروجی نازل را تغییر بده تا نسبت فشار صحیح در سراسر توربین حفظ بشه - هر چه درجه افتربرنر بالاتر باشد، افزایش فشار در لوله جت بیشتر می شه . .
"پروپولشنو مصرف سوخت
افزایش "پروپولشن تابعی از افزایش دمای لوله جت در نتیجه افتر برنر است. برای یک سیستم کاملاً کارآمد رابطه بین نسبت دما قبل و بعد از سوختن فیول و افزایش "پروپولشن تقریباً خطی در محدوده عملیاتی معمولی با نسبت‌های دمایی 1.4 تا 2.2 است. در این محدوده می توانم انتظار افزایش 40 درصدی "پروپولشن را برای دو برابر شدن دما در لوله جت داشته باشم . بنابراین اگرافتر برنر دمای لوله جت را از 700 درجه سانتی‌گراد (973 کلوین) به 1500 درجه سانتی‌گراد (1773 کلوین) افزایشبده باعث افزایش "پروپولشن در حدود 36 درصد میشه.

افتر برنر کلا به طور طبیعی با افزایش بهتر بگم اینجا قمار مصرف فیول همراهه و به همین دلیله که افتربرنر معمولاً محدود به زمان و عملیات های کوتاه هستش میدونید هدف کمپرسور در اینجین جت کلاسیک افزایش فشار هوای ورودی به فشار بهینه برای کمباسشن کارآمده. پس از انبساط توسط مرحله توربین، گازها در درجه تراکم پایین تری قرار دارند و بنابراین فیول به اندازه محفظه کمباسشن بین کمپرسور و توربین سوزانده نمی شن. برای افزایش 70 درصدی "پروپولشن مصرف فیول به راحتی می تواند دو برابر شود، اماالبته این افزایش مصرف فیول با بهبود عملکرد از نظر برخاستن و صعود متعادل می شه. معنی واضحی داره ببینید که افزایش مصرف فیولبا زمان صرفه جویی شده برای طی کردن مسافت مورد نظر یا مانور عملیاتی متعادل میشه .اما باز میگم برای زمانهای کوتاه و انجام یک عملیات در زمان کم مثل لندینگ و لیفتینگ

پس فهمیدیم که یک نازل سطح وریبل به تنظیم فشار خروجی گازهای کمباسشن با فشار محیط کمک می کنه. هنگامی که آنها از توربین خارج می شن گازهای کمباسشن هنوز مقداری فشار باقی مانده دارند که توسط یک کانتور همگرا از نازل به سرعت تبدیل می شود.
اگر گازهای کمباسشن فشار کافی برای شتاب گرفتن به سرعت مافوق صوت داشته باشند، نازل در واقع ابتدا همگرا و سپس واگرا می شود تا به بهترین شتاب جریان برسد. جریان همگرا و مادون صوت شتاب می گیرد تا جایی که در قسمتی با کوچکترین ناحیه به نام گلوگاه به سرعت صوت می رسد و بخش واگرای زیر جریان مافوق صوت را بیشتر شتاب می ده تا زمانی که فشار آن به فشار محیط کاهش پیداکنه این نازل con-di-di-nozzle باید هم سطح مقطع گلو و هم سطح مقطع ناحیه خروجی را تنظیم کند. به خصوص ناحيه گلو درست نگرفتن به معناي از دست دادن قابل توجه تراست در عمل خواهد شد دیگه من اینجا محاسباتشو نیاوردم .سنگینه و باید هر پارامتر بگم چیه
نازل con-di
اینجینهای افتربرنربه دلیل شرایط کاری متفاوت در حالت خشک و مرطوب به نازل های قابل تطبیق نیاز دارند بنابراین بیشترین سود را از نازل های قابل تنظیم می برند. گرم کردن مجدد گاز خروجی به معنای افزایش حجم آن است، بنابراین نازل باید بازتر شود تا به درستی مطابقت داده بشه. به طور کلی، اگر سرعت خروج گازهای کمباسشن مافوق صوت باشد، به یک نازل قابل تنظیم نیاز است. حتی برخی از جت های اولیه بدون افتربرنر دارای یک نازل قابل تنظیم بودند . در تصویر زیر دقت کنید که سطح مقطع در قسمت آخر نازل مجدداً گشاد می شود که نشان می دهد جریان اگزوز اینجین کمی مافوق صوت بوده است.

اینجینهای هواپیما فقط از یک نازل قابل تنظیم سود کمی خواهند داشت و با توجه به افزایش جرم یک نازل کاملاً قابل تنظیم، در مجموع بازده کمتری خواهند داشت. هواپیماهای کوتاه برد معمولاً هندسه نازلی دارند که برای عملکرد میدانی بهینه شده است در حالی که هواپیماهای دوربرد ترجیح می دهند برای بهترین بازده کروز بهینه سازی کنند. سرعت خروجی جریان هسته آنها هنوز مافوق صوت یا فقط مافوق صوت خفیف است - لطفاً توجه داشته باشید که سرعت صدا در گاز کمباسشن گرم شده بسیار بالاتر است. در دمای 500 درجه سانتی گراد سرعت صوت تقریباً 560 متر بر ثانیه است.
نازل فن منطقه وریبل سعی می کنه همان کاری را که نازل معمولی برای جریان هسته جت انجام می ده برای جریان فن انجام بده. بنابراین این در واقع یک مفهوم مرتبط است و به بهینه سازی عملکرد در سرعت کم و بالا کمک می کند. سرعت خروجی جریان فن در هنگام برخاستن مافوق صوت و در کروز مافوق صوت ملایم است، و از آنجایی که جریان جرمی آن بسیار بیشتر از جریان هسته در اینجینهای هواپیما است وریبل نازل زودتر جواب می ده. با تنظیم فشار خروجی با تغییر ناحیه خروجی می تونیم برخی از دستاوردهای عملکرد را کاهش بدیم

هدف نازل در جریان مادون صوت، منقبض کردن ایرفلو است بنابراین نیروی "پروپولشن در هنگام خروج از اینجین به شدت افزایش می‌یابه (از نظر فنی ما بچه های هوافضا میگیم گاز را به "پروپولشن تبدیل می‌کند و در نتیجه ژنراتور گاز را به یک اینجین جت تبدیل می‌کند.) پس گاز خروجی از توربین تقریباً مانند زمانی که نازل محدود می شه نیروی "پروپولشن از پشت خارج نمی شه.خوب مثال معمولش همه جا اینو میگن استاد ما تو جزوه همین گفته منم میگم شما می توانید آن را مانند قرار دادن انگشت شست خود روی انتهای شلنگ در نظر بگیرین جریان بسیار سریعتر است زیرا جریان آب را محدود می کنید.r از نظر فنی تر، سرعت جریان افزایش می یابد در حالی که فشار واقعی کاهش می یابد - اثر ونتوری. با این حال، در طول عملیات افتربرنر نازل ها اثر معکوس دارند و بستن آنها در واقع سرعت جریان را کاهش می دهد. بنابراین، در طول جریان مافوق صوت، نازل ها در واقع باز می شوند.

حرکت دریچه گاز به جلو در جت چند کار را انجام می ده فیول را افزایش می ده گاز بیشتری ایجاد می کنه و همچنین نازل ها را محدود می کنه.
راندمان جواب شما
اگر دلیلی وجود داشت که هواپیماهای تجاری همان اینجینهایی را که ما داریم ندارند این همان خواهد بود. به استثنای اینجینهای توربوجت بسیار ناکارآمد تقریباً تمام هواپیماهای تجاری به اینجینهای توربوفن مجهزندبه طور دقیق، توربوفن های بای پس بالا. که در اینجینهای مدرن استفاده می شه به آنها اجازه می ده بسیار کارآمدتر از اینجینهای ما کار کنند. با یک اینجین بای پس بالا، تمام جریان مادون صوت باقی می‌مونه و یک اگزوز ثابت نه تنها مقرون به صرفه‌تر است، بلکه ایمن‌تر نیز هست زیرا نمی‌تواند باز شود و نیروی "پروپولشن را کاهش بده . هواپیماهای جنگنده نیز از توربوفن استفاده می کنند، با این حال هواپیماهای ما بای پس کم هستند و فیول بسیار بیشتری نسبت به همتایان غیرنظامی مصرف می کنند. مزیت این است که ما همچنین می‌توانیم در محیط بسیار متنوع‌تری کار کنیم
بنابراین اگه دوباره می‌پرسید چرا اینجینهای جت با افتر برنر از نازل‌های منطقه وریبل استفاده می‌کنند
چنین اینجینهایی ممکن است برای مصارف نظامی یا تجاری باشند، اما برای سرعت دادن هواپیما به سمت مافوق صوت استفاده می شوند.
یک دلیل اساسی برای تغییر ناحیه نازل وجود دارد و آن حفظ ایرفلوی اینجین است.بیایم از فرمول بندی استفاده کنم میدونید رهام هست فرمول .این عادت منه بیام از نظر ریاضی و نرم افزاری شبیه سازی کنم که چرا
عملکرد نازل برای نازل همگرا:
عملکرد نازل پارامتر جریان را نشان می ده -$ Wg·Sqrt(Tt)/[Pt·A]$ - در مقابل نسبت فشار نازل - Pt8/Ps8$ $که در آن:
Wg = ایرفلو به علاوه کمباسشن
Tt = دمای کل
Pt = فشار کل
A = ناحیه در گلوی نازل
Pt8 = فشار کل در گلوگاه نازل
Ps8 = فشار استاتیک در گلوگاه نازل
در M = 1 به حداکثر می رسد (تعداد ماخ گلوی نازل = 1).
بدون Afterburner
در این مرحله پارامتر جریان در گلوگاه نازل با حالت افتر برنر تغییری نمیکنه بلکه کم میشه
با Afterburner
اگرافتربرنر راه اندازی شود، دمای کل داخل نازل، Tt8، به شدت افزایش می یابد. فرض کنید دما دو برابر شود؟
سپس Sqrt(2·Tt8) = 1.4·Sqrt(Tt8)، و شما 1.4 برابر پارامتر جریان خفه شده در گلو دارید.
اما پارامتر جریان نمی تواند افزایش یابد، بنابراین آنچه اتفاق می افتد این است که ایر فلو به میزان 1.4 کاهش می یابد. و این ایرفلو از کجا میاد از خروجی توربین که از خروجی مشعل می آید که از خروجی کمپرسور که از ورودی کمپرسور می آید.
بعد چه اتفاقی می افته اگر FADEC (کنترل الکترونیکی دیجیتال کامل) سعی کنه با افزایش جریان فیول به مشعل، سرعت روتور کمپرسور را حفظ کنه تا خروجی توربین را افزایش بده در واقع، این می تونه منجر به دمای بیش از حد توربین شود بنابراین FADEC باید تقاضا را کاهش بده
همچنین روشن شدن افتربرنر باعث افزایش Tt8 می شود، باعث کاهش Pt8 نیز می شود... افت فشاری که ناشی از گرمایش است. این یک فرآیند ریلی است وتلفات داغ را به حساب می آوره. در A/B افتر برنر )، تلفات اصطکاکی یا سرد وجود دارد، اما این تلفات در مقایسه با تلفات داغ بسیار کم است. این تلفات کل فشار همچنین باعث افزایش پارامتر جریان می شود، زیرا Pt در مخرج پارامتر جریان است و به اتلاف ایرفلو کمک می کند.
راه حل مشکل Tt بیشتر و پلاتین کمتر که جریان نازل را محدود می کنه افزایش سطح نازل است - در این صورت همه اجزای دیگر اینجین راحت انجام کار میدند و فشاری نمیاد می شوند.
در مورد بخش واگرای نازل - این است که گازها را به نزدیکی محیط باز کنید و در انجام این کار مقداری "پروپولشن بیشتر به دست آوری

[rohamavation]

نازل همگرا برای جت سوپر سونیک

آیا می توان از نازل همگرا برای موتور جت مافوق صوت استفاده کرد؟
Can a convergent nozzle be used for a supersonic jet engine

یک نازل همگرا اجازه خروج مافوق صوت گازهای احتراق را نمی دهد، اما به دلیل دمای بالای آنها، سرعت صدای آنها به طور قابل توجهی بالاتر از هوای اطراف است. برای مثال در دمای 700 درجه سانتی گراد سرعت صوت در هوا 625 متر بر ثانیه است. از آنجایی که رانش عمدتاً با تفاوت در سرعت ورودی و خروجی هوای جریان یافته از یک موتور تعیین می شود، برای رانش مثبت به سرعت بالاتری نسبت به سرعت پرواز نیاز است. سرعت پایین پرواز مافوق صوت با یک نازل همگرا کاملاً امکان پذیر است.هنگامی که هواپیما از دیوار صوتی عبور می کند، کشش به آرامی افزایش می یابد زیرا ضریب پسا در واقع کاهش می یابد. اگر طراحی به منظور پرواز مافوق صوت باشد، که مستلزم انطباق های طراحی زیادی است، منطقی است که به سمت سرعت مافوق صوت بالاتر برویم. با این حال، این امر به یک ورودی قابل تنظیم و یک نازل همگرا-واگرا قابل تنظیم نیاز دارد. هر دو کارایی را افزایش می دهند، در اعداد ماخ بالاتر به طور چشمگیری. ورودی ساده پیتوت F-16 به اندازه کافی برای 1.6 ماخ خوب است (بالاتر از آن، کارایی آن کاملاً وحشتناک می شود)، اما همچنان موتور F-110 آن دارای یک نازل con-di است.
با یک نازل همگرا قابل تطبیق، گازهای خروجی را می توان تا سرعت صوت خود شتاب داد، اما نه بیشتر. باریک شدن مسیر جریان جریان مادون صوت را تسریع می کند، اما فقط به سرعت صوت. فقط یک مسیر جریان واگرا، جریان را به سرعت مافوق صوت افزایش می دهد. یک نازل همگرا کوتاهتر و سبکتر خواهد بود، اما به معنای دور ریختن مقدار زیادی انرژی قابل استفاده با گازهای داغ خروجی است. در بیشتر موارد، تبدیل انرژی فشار گازهای خروجی به نیروی رانش بیشتر با شتاب دادن به آنها به سرعت مافوق صوت کارآمدتر است.
نازل های همگرا تنها زمانی معنا پیدا می کنند که هواپیما فقط برای خطوط کوتاه و محدود مافوق صوت طراحی شده باشد، اما تقریباً تمام زمان پرواز را با سرعت های مادون صوت سپری کند. به عنوان مثال می توان به Northrop F-5E یا Panavia Tornado اشاره کرد.
بیایید در نظر داشته باشیم که آنچه ما می خواهیم (با نادیده گرفتن بهینه سازی لحظه ای حجم هوا برای احتراق تغذیه) سرعت بالا در اگزوز جت خروجی است.
در یک جریان SUBSONIC هوا تراکم پذیر باقی می ماند و یک نازل زیر صوت همگرا سرعت را افزایش می دهد در حالی که فشار و دما کاهش می یابد.، بنابراین کاهش P و T را به عنوان یک ساده‌سازی غیرقابل توجیه از سوی من در نظر بگیرید تا از توضیح دیگری جلوگیری کنم.) بنابراین برای پایان اگزوز کندتر. سرعت، یک نازل همگرا کاملا منطقی است.
وضعیت ایده آل برای جریان SUPERSONIC همگرا-واگرا است زیرا برای جریان همگرا، بخش همگرا انرژی را تا حد سرعت صوت ایجاد می کند. سپس این نقطه صوتی دقیقاً در "گلوی" قرار می گیرد که در آن همگرا شدن واگرا می شود و قسمت واگرا گرما و فشار را به سرعت بیشتری تا مقادیر نسبتاً بالای مافوق صوت تبدیل می کند. توجه داشته باشید که یک موتور جت مدرن از نظر جریان هوا نسبتاً پیچیده است و "گلوی" ممکن است در اعماق موتور باشد و اصلاً شبیه گلوی موتور موشک نباشد.

به این دلایل، ما انتظار داریم که در هواپیماهای زیر صوت مانند هواپیماها و برخی از جت های جنگنده شاهد نازل های نهایی همگرا باشیم، در حالی که جت های مافوق صوت معمولا نازل های واگرا دارند. اگر یک نازل همگرا را روی یک جنگنده با قابلیت مافوق صوت مشاهده کردید، به دقت به آن نگاه کنید تا ببینید آیا برای تغییر شکل در هنگام پرواز مفصل بندی شده است - که بسیار رایج است.
با همه اینها، طراحان هوافضا بسیار باهوش هستند و تزریق سوخت (پس سوز) در صورتی که برای آن طراحی شود می تواند باعث ایجاد جریان غیر همسانتروپیک شود. بنابراین من بیرون نمی روم و نمی گویم که هیچ جت نازل مافوق صوت نازل همگرا وجود ندارد، اما حداقل اکنون می دانید که چرا آنها استثنا هستند و نه قاعده
برای یک هواپیمای مافوق صوت، یک نازل همگرا جریان را کاهش می دهد. این فقط در کمپرسور مورد نیاز است، جایی که سرعت جریان باید کندتر باشد، اما پس از آن برای به دست آوردن نیروی رانش بیشتر، جریان باید تسریع شود.
اکنون، می‌توان استدلال کرد که اگر یک جریان مافوق صوت وارد یک نازل همگرا شود، سرعت مافوق صوت (حدود 1 ماخ) را افزایش می‌دهد که پس از آن نازل همگرا جریان را تسریع می‌کند. اما این هرگز به هیچ ماخ بالاتر از 1 برای جریان نمی رسد، زیرا به محض اینکه جریان به 1 ماخ برسد، یک بار دیگر توسط قسمت همگرا نازل کند می شود. بنابراین، حداکثر خروجی ماخ که می‌توان انتظار داشت از یک نازل همگرا خارج شود، 1 است (خواه ورودی مافوق صوت باشد یا مافوق صوت).
حال برای پرواز مافوق صوت باید عدد خروجی ماخ بزرگتر از 1 باشد. در چنین مواردی باید از نازل واگرا همگرا (C-D Nozzle) استفاده کرد.
اگر کسی بخواهد موتوری بسازد که بتواند هواپیما را به سرعت های مافوق صوت با سرعت اگزوز مادون صوت (یا فراصوت) شتاب دهد، مطمئناً می توان فقط از نازل های همگرا استفاده کرد. اما، یک نکته وجود دارد:
در اینجا برای یک موتور در جریان آزاد Pe تقریبا برابر با P0 است. بنابراین برای موقعیتive thrust، اصطلاحات حاوی Ve و V0 باید پاسخ مثبت بدهند. بنابراین برای ایجاد موتوری که در آن Ve < V0 (زیرا V0 سرعت جریان آزاد است که مافوق صوت است، و Ve سرعت خروجی است که در این مورد فرض می‌شود فراصوتی است)، باید مقدار زیادی از Me را در بالا تخلیه کرد. نرخ. این بدان معناست که از نظر فنی امکان ایجاد موتوری وجود دارد که پرواز مافوق صوت را با سرعت اگزوز فراصوت انجام دهدحال، اگر در نظر بگیرید که دمای خروجی بسیار بالا است، فرض کنید حدود 1200k، و دمای ورودی بخار آزاد را حدود 300K در نظر بگیرید، به این معنی است که سرعت خروجی می تواند حدود دو برابر سرعت 1 ماخ هوا در 300k باشد (بدون اینکه مافوق صوت)، یعنی حدود 630 mpps. اگر ماخ ورودی شما حدود 1.2 است، به سرعت جریان آزاد ورودی 380 mpps (apx) تبدیل می شود. این بدان معناست که سرعت خروج شما از 380 mpps به 630 mpps رسیده است، فقط با استفاده از یک نازل همگرا. اما این هنوز به سوخت زیادی نیاز دارد تا سوزانده شود (زیرا نیروی رانش مورد نیاز معمولاً برای پرواز یک هواپیما با وزن چند هزار کیلوگرم بسیار زیاد است)

[rohamavation]

کمپرسور-توربین: چرا یک شفت و نه نوعی "درام دوار
من اصول پیشرانه جت و کاربردهای آن را مطالعه می کنم. من واقعاً این سوال بعدی را دارم و هنوز پاسخی پیدا نکرده ام: چرا جت ها از شفت (یا بیشتر) برای اتصال توربین (ها) به دستگاه (ها) کمپرسور استفاده می کنند ، اما در عوض از "درام چرخان" استفاده نمی کنند؟
چیزی که من آن را "طبل چرخان" می نامم (در زیر آن را ترسیم کرده ام) یک استوانه باریک و دوار است که در ابتدا و خروج دارای تیغه های روتور است.
من می خواهم بدانم آیا این یک ترتیب امکان پذیر است و مضرات آن چه خواهد بود. من فکر می کنم این ممکن است غیر ممکن باشد زیرا:
استرس گرمایی زیادی در وسط drum یاطبل وجود خواهد داشت.
اما اگر بخواهیم به نحوی بر این نقص غلبه کنیم ، فکر می کنم از راه های زیر سود خواهیم برد:
من فکر می کنم وزن کمتری با توجه به سیستم شفت سنتی وجود دارد.
فضای داخلی بیشتر (بدون توخالی) برای سایر اجزای سخت مانند احتراق. احتراق می تواند کمی بزرگتر شود ، بنابراین راندمان سوختن را افزایش می دهد (زمان واکنش بیشتر برای واکنش دهنده ها ، ...).
چرخش-درام
نمی دانم چقدر درست/اشتباه می کنم. این یک سوال از سر کنجکاوی محض است و می خواستم در مورد آن بازخورد بگیرم. آیا باید پیش بروم و روی نمونه اولیه آن در مقیاس کوچک کار کنم؟ امیدوارم سوال من در اینجا خیلی اساسی نباشد.
PS: طرح من درست همان است: یک طرح. بنابراین ، موارد مهمی مانند تعداد نسبی مراحل توربین کمپرسور ، یا مناطق افزایش/کاهش برای هریک از آن دو جزء ، ظاهر نمی شوند.
در اینجا چند دلیل بسیار کاربردی وجود دارد که چرا موتورهای توربین از شفت/قرقره داخلی استفاده می کنند.
اول ، قرقره های موتور جت قطعات چرخشی بسیار بالایی هستند ، این بدان معناست که آنها تحت مقادیر زیادی نیروی گریز از مرکز قرار می گیرند. نیروی گریز از مرکز با $F=mr\omega ^2$محاسبه می شود اگر F نیرو باشد ، m جرم است ، r شعاع چرخش و ω سرعت زاویه ای است. بنابراین بدیهی است که هرچه شعاع چرخش بیشتر باشد نیروهایی که روتورها باید حمل کنند بیشتر است. برای کاهش شعاع چرخش سازندگان سعی کنید جرم روتورها را تا حد ممکن به خط مرکزی موتور فشار دهید. من روتورهای HPC ، HPT و LPT را دیدم. می توانید ببینید که چگونه زیر تیغه ها بسیار نازک هستند و سپس یک لامپ بزرگ بسیار نزدیک خط مرکزی موتور دارند. حرکت تمام این جرم به سمت خط مرکزی ، شعاع چرخش را کاهش می دهد ، و در نتیجه نیروی مرکز گریز را کاهش می دهد. با کاهش نیروی گریز از مرکز ، می توانید قدرت روتورها را نیز کاهش دهید ، زیرا آنها مجبور نیستند بار زیادی حمل کنند. این به شما این امکان را می دهد که جرم را از روتورها بردارید و نیروی گریز از مرکز و وزن کلی موتور را بیشتر کاهش دهید.
روتورهاRotors
در مرحله بعد ، شما می خواهید یاتاقان ها تا حد ممکن کوچک باشند. این به این دلیل است که با افزایش شعاع یاتاقان ، سرعت خطی آن نیز از طریق این معادله افزایش می یابد: $v=\omega r$هرچه سرعت خطی بیشتر باشد ، سایش بیشتر است ، اصطکاک بیشتر و تولید گرما بیشتر می شود. بنابراین با توجه به محدودیت های دیگر ، فشارهایی برای کوچک کردن بلبرینگ ها وجود دارد. در تصویر زیر یاتاقان ها را دور زده ام ، دایره های قرمز روی بلبرینگ های قرقره فشار کم هستند ، در حالی که دایره های آبی بلبرینگ های قرقره فشار قوی هستند. این همیشه انجام نمی شود ، اما بسیار رایج است که یاتاقان فشار قوی عقب سوار بر شفت کم فشار می شوند. به طور معمول این شفت ها در یک جهت می چرخند ، بنابراین سرعت تحمل با این رابطه کاهش می یابد $\omega_{AftHPbearing}=\omega_{HP}-\omega_{LP}$. اصطکاک یاتاقان باعث کاهش کارایی موتور می شود و سایش بلبرینگ یک محرک مهم در نگهداری است.
بلبرینگBearings
همچنین بسیاری از مسائل دیگر وجود خواهد داشت ، مانند نصب تیغه (در حالت فشرده سازی به جای کشش) ، طراحی تیغه (فشرده سازی به جای کشش) ، افزایش احتمالی مسیرهای نشت ، مهار ، طراحی ساختار استاتور (اکنون همه استاتورهای شما به یک شفت ثابت متصل شده اند که فقط در انتها قابل پشتیبانی است) ، کنترل پره های متغیر استاتور ، ورود سوخت به احتراق ، نحوه نصب موتور و غیره.
فقط سوال را دوباره خوندم و متوجه شدم که درباره بزرگتر کردن احتراق نیز صحبت می کنید. احتراق های مدرن کوچکتر می شوند و بسیار کوچکتر از موتورهای جت اولیه هستند. در تصاویر بالا نیز مشاهده می کنید ، آنها در حال حاضر از تمام فضای در دسترس خود استفاده نمی کنند و در صورت نیاز به فضای بیشتر ، بازو (شفت) اتصال HPT و HPC می تواند کمی بیشتر کاهش یابد.
یک طبل دوار اینرسی بالاتری خواهد داشت. هنگامی که خلبان دستور افزایش فشار را می دهد ، چرخاندن درام بیشتر از چرخاندن یک شفت به طول می انجامد. همچنین ، تعادل یک درام بزرگ سخت تر از یک شفت نازک است.
چندان دور از معمول نیست: قرقره فشار قوی در موتورهای مدرن در حال حاضر بسیار بزرگ است ، اما هنوز در داخل تیغه ها است. برش خورده موتور General Electric Passport ببینید
در اینجا جالب است که ببینیم اجزای اصلی بسیار کوچکتر از کانال هوای بای پس هستند ، اما قرقره فشار قوی از تمام فضای باقی مانده از احتراق استفاده می کند. همچنین می توانید ببینید که قرقره فشار کم باید نازک باشد تا سطح مقطع کافی برای مراحل اولیه کمپرسور فشار قوی فراهم شود. استفاده از درام در اینجا نه تنها باعث کاهش اینرسی قرقره کم فشار ، بلکه کل کمپرسور فشار قوی می شود. قرار دادن طبل در قسمت بیرونی تیغه ها ، آن را در مسیر خطوط جریان هوا ، قطعات محوری محور و خطوط سوخت قرار می دهد. همچنین حرکت دادن پره های استاتور بسیار سخت تر خواهد بود. برش باید واضح باشد که قطر قسمت فشار قوی به اندازه عملی کوچک نگه داشته شده است.استفاده از یک شفت بین کمپرسور و توربین در موتور جت چه محدودیت هایی دارد؟می بینم که یک شفت بین کمپرسور و توربین وجود دارد ، به طوری که انرژی به صورت مکانیکی از گاز خروجی استخراج شده و برای کمک به چرخش کمپرسور استفاده می شوددرک کنید که شفت آنجاست تا توربین به حرکت کمپرسور کمک کند. اما این یک محدودیت جدی ایجاد می کند: هم کمپرسور و هم توربین باید با سرعت یکسان بچرخند. آیا این به طور کلی درست است؟ وقتی چندین شفت که چندین کمپرسور/توربین را به هم متصل می کنند چگونه این کار انجام می شود؟ آیا در اینجا جعبه های احیاء مورد نیاز است یا در واقع با همان سرعت حرکت می کنند؟ آیا این یک مقدار بزرگ است ، آیا محدودیت/اشکال جدی در رابطه با نیروی هوایی خروجی ایجاد می کند؟وقتی چندین شفت که چندین کمپرسور/توربین را به هم متصل می کنند چگونه این کار انجام می شود؟
محورهای مختلف با سرعت متفاوتی از یکدیگر می چرخند ، اما جفت های نسبی کمپرسور/توربین با همان سرعت می چرخند.
کمی گسترش می یابد ، در پیچیده ترین موردی که من شنیده ام ، 3 محور وجود دارد: فشار بالا (HP) ، فشار متوسط ​​(IP) و فشار پایین (LP)
توربین HP و کمپرسور HP با سرعت یکسان می چرخند ، اما این لزوماً برابر نیست (در واقع به احتمال زیاد متفاوت خواهد بود ، در غیر این صورت نیازی به شفت های مختلف نخواهد بود) با سرعت کمپرسور/توربین IP زن و شوهر. و این با سرعت زوج توربین/فن LP متفاوت خواهد بود.
آیا در اینجا جعبه های احیاء مورد نیاز است یا در واقع با همان سرعت حرکت می کنند؟
آنها معمولاً با همان سرعت می چرخند. و به طور کلی شما نمی خواهید جعبه دنده را در قسمت مرکزی موتور خود داشته باشید. جدا از کابوس تعمیر و نگهداری که با توجه به سرعت و انرژی چرخشی درگیر می شوند ، بسیار سنگین ، ناکارآمد و یک سیستم بحرانی کاملاً مستعد شکست خواهند بود.
، آنها فضای کافی دارند و در جلوی بقیه موتور قرار دارند و به جعبه دنده در محفظه آنها اجازه می دهد. در این سوال می توانید بحث بهتری در مورد این مورد پیدا کنید. به خاطر داشته باشید که در اینجا شما 3 مرحله کمپرسور با تنها 2 مرحله توربین دارید ، گیربکس برای داشتن اختلاف سرعت بین فن و کمپرسور IP بدون نیاز به 3 مرحله توربین و شفت اضافی ضروری بود.
آیا این یک مقدار بزرگ است ، آیا محدودیت/اشکال جدی در رابطه با نیروی هوایی خروجی ایجاد می کند؟
مانند همه چیز در مهندسی ، موازنه وجود دارد. عملکرد ایده آل از طریق مجموعه ای بی نهایت از توربین ها/کمپرسورهای بی نهایت نازک بدست می آید که هر کدام با سرعت کمی متفاوت می چرخند ، اما این از نظر فنی امکان پذیر نیست. سپس طراحان موتور به عملکرد کمی کمتر از حد مطلوب بسنده می کنند ، اما در واقع با 1 یا 2 (در موارد شدید 3) شفت گسسته قابل دستیابی است.
شما نمی توانید یک مرحله از موتور توربین را "خاموش" کنید.
همانطور که در جاهای دیگر مشاهده شد موتورهای جت یک بلوک واحد هستند که به صورت مکانیکی به هم قفل شده اند: تمام مراحل (کمپرسور و توربین) به یک محور متصل می شوند. اگر محور بچرخد ، تمام مراحل متصل به آن می چرخند.
شما می توانید طرح هایی با چند شافت داشته باشید ، اما این پیچیدگی (طراحی و نگهداری) را به شدت افزایش می دهد.
حتی اگر برای لحظه ای فرض کنیم که می توانید 1 شفت در هر مرحله داشته باشید ، متوقف کردن یکی از این موارد به طور کلی ایده بدی است. به دلایل آکوستیک ، تعداد تیغه ها در قسمت ثابت صحنه و آنهایی که در قسمت چرخشی قرار دارند باید نسبت به یکدیگر اول باشد (به عنوان مثال: 37 تیغه در طرف ثابت و 39 تیغه در قسمت دوار). این بدان معناست که وقتی قسمت دوار متوقف می شود ، نمی توانید تمام تیغه ها را با تیغه های ثابت تراز کنید و باعث ایجاد کشش و تلفات در موتور می شود و در نتیجه کارایی را کاهش می دهد.
اگر برای یک ثانیه احتمال دهیم که یک موتور جت کار می کند ، چگونه تغییر می کند تا چند مرحله را متوقف کند
همچنان بازده را کاهش می دهید: مراحل کمپرسورهایی هستند که در واقع هواپیما را به جلو می کشند (در این صورت نیروی کمتری تولید می کنید*) و مراحل توربین آنهایی هستند که انرژی را از اگزوز خارج می کنند.
در صورت توقف بیش از حد مراحل کمپرسور و عدم فشار کافی در ورودی محفظه احتراق ، حتی ممکن است شعله بالا رود.
پاسخ طولانی تر: موتورهای جت با چندین دیسک کمپرسور و توربین طراحی شده اند که به صورت مکانیکی به یک شفت واحد متصل شده اند ، به نام اسپول. معمولاً به دلیل نیاز به کمپرسور فشار قوی و فن ورودی اصلی برای چرخش با سرعت های مختلف ، 2 (یا گاهی 3) از این قرقره ها در داخل موتور وجود دارد. هر قرقره آزادانه می چرخد ​​و توسط هوای فشرده در هسته موتور که در مراحل توربین متصل به آن قرقره رانده می شود ، هدایت می شود.
راهی برای "بستن" قرقره خاص وجود ندارد. تا زمانی که فشار در هسته موتور بیشتر از فشار پشت نازل باشد ، توربین ها می چرخند و قرقره را به حرکت در می آورند. اگر یکی از مراحل توربین یا یکی از مراحل کمپرسور را از یک قرقره جدا کنید به گونه ای که "آزاد" باشد ، دیسک های توربین به دلیل کاهش بار احتمالاً بیش از حد سرعت می گیرند. علاوه بر این ، یک مرحله کمپرسور بدون اصطکاک ، ایست کمپرسور را تجربه می کند ، که اساساً یک غرفه آیرودینامیکی پره های مرحله کمپرسور است.
در نهایت ، این امر به چند دلیل غیر ضروری است:
اول ، جدا از مشکلاتی که ممکن است ایجاد کند ، با خاموش کردن مرحله کمپرسور چیزی به دست نمی آید. همانطور که اندی در کامنت به درستی اشاره کرد ، موتورهای جت بر خلاف موتورهای پیستونی سوخت ثابت در هر دور موتور ندارند. اگر یک موتور جت نیازی به تولید نیروی زیاد نداشته باشد ، می تواند سوخت کمتری را در محفظه احتراق تزریق کند. با پایین آمدن فشار در محفظه احتراق ، قرقره ها به تنهایی به تنهایی به پایین می چرخند (به دلیل فشار کمتر در حرکت مراحل توربین.)
ثانیاً ، پروفایل خروجی قدرت عملیات هواپیماهای جت هیچ شباهتی به مشخصات خودروها ندارد. برای یک خودرو ، قدرت موتور بالا معمولاً فقط در جهش های کوتاه برای شتاب استفاده می شود و کروز از بخش کوچکی از این مقدار قدرت استفاده می کند. در هواپیمای جت ، از سوی دیگر ، موتورها در درصد بالاتری از حداکثر دور در دقیقه در بیشتر پرواز به کار گرفته می شوند. این به این دلیل است که قدرت اضافی به آنها اجازه می دهد تا بالاتر پرواز کنند ، که در واقع کارایی را افزایش می دهد.