فرض کنیم موتور سمت چپ یک هواپیمای دو موتوره را در طی یک پرواز مستقیم و هموار بدون لغزش جانبی از دست می دهیم. به منظور جبران لحظه انحراف به سمت چپ از موتور سمت راست سکان را به سمت راست منحرف می کنیم عکس 12.21 اما نیروی نامتعادلی در سمت چپ پشت CG (نیروی سکان) ظاهر میشود. گفته می شود دو راه برای متعادل کردن نیروی جانبی از سکان وجود دارد: با سطح بال ها (تصویر 12.23) و با کمی حرکت به سمت موتور زنده. در ابتدا می خواهم روش اول را در نظر بگیرم. بیان می کند که خمیازه کشیدن به سمت موتور زنده یک نیروی لغزش جانبی بر روی سطوح کیل پشت CG در مقابل نیروی سکان ایجاد می کند. خوب است اما اگر از طریق CG عمل نکند (در تصویر 12.23 چیست) باید لحظه ای از آن نیرو نیز ظاهر شود که دوباره هواپیما را به سمت چپ منحرف کند شکل 12.21 همان چیزی است که باید به آن نگاه کنید. در اینجا گشتاور انحراف سکان گشتاور رانش نامتقارن را متعادل می کند و هواپیما را مستقیماً در جهت پرواز نگه می دارد. به حداقل رساندن درگ برای حفظ سرعت هوا با موتور خاموش بسیار مهم است.
به نظر می رسد شکل 12.23 نشان دهنده موردی است که در آن سکان بیش از حد اعمال می شود و لغزشی جانبی ایجاد می کند. این به طور قابل درک گیج کننده هستش اما عقل سلیم به شما می گوید که ثبات جهت هواپیما سعی می کند آن را با جهت پرواز بازگرداند. این همان چیزی است که "نیروی جانبی ناشی از لغزش جانبی" است.
به یاد داشته باشید چه موتورهای 0 1 یا 2 را در اختیار داشته باشید ثبات جهت وجود دارد! این بخشی از طراحی آیرودینامیکی هواپیمای شماست به طوری که مستقیماً پرواز می کند مگر اینکه از هواپیما آسانسور یا سکان استفاده کنید.
بیان میکنه که خمیازه کشیدن به سمت موتور زنده یک نیروی لغزش جانبی بر روی سطوح کیل پشت CG در مقابل نیروی سکان ایجاد میکنه. خوب است اما اگر از طریق CG عمل نکند (در تصویر 12.23 چیست) باید لحظه ای از آن نیرو نیز ظاهر شود که دوباره هواپیما را به سمت چپ منحرف کند؟
من نمی دانم که آیا نیروی جانبی یک لحظه خمیازه چپ ایجاد می کند یا نه. (به نظر می‌رسد تصویر نشان می‌دهد که چنین خواهد شد.) اما در هر صورت اگر لحظه انحراف سمت چپ ایجاد کرد می‌توانید برای مقابله با آن سکان راست بیشتری اضافه کنید. نقطه ای وجود خواهد داشت که لحظه خمیازه کشیدن از سکان لحظه خمیازه کشیدن را از هر چیز دیگری خنثی می کند.
تئوری پیشرانه هوافضا (مهندسی هوافضا) ویرایش دوم
اصل عملیاتی
درک اصل عملیاتی یک موتور توربوجت ساده است که از شکل زیر قابل درک است. عملکرد ترمودینامیکی یک توربوجت بر اساس چرخه برایتون است.
تغییرات فشار دما و سرعت جریان در یک موتور توربوجت.
پنج مرحله اولیه وجود دارد:
1. مرحله ورود هوا. مرحله ورودی جلوی کمپرسور هوا را کند می کند و فشار ساکن آن را کمی افزایش می دهد. بر اساس طراحی سرعت جریان هوا در کمپرسور موتور توربوجت بدون توجه به سرعت هوای هواپیما باید مادون صوت باشد. در مورد پرواز مافوق صوت می توان از یک مجرای واگرا با درها و/یا بافل برای کاهش جریان ورودی به شرایط زیر صوت استفاده کرد.
2. مرحله کمپرسور. سپس جریان به سمت پره ها و پره های کمپرسور در حال چرخش هدایت می شود جایی که به تدریج فشار قابل توجهی افزایش می یابد. موتورهای توربوجت قدیمی دارای پره های ثابت (استاتور) قبل از پره های متحرک بودند. با این حال موتورهای مدرن دارای استاتورهایی با گام متغیر برای هدایت هوای ورودی به پره های کمپرسور در زوایای مناسب بر اساس وضعیت عملکرد موتور و سرعت پرواز هستند. توجه داشته باشید که توربین پرفشار کمپرسور را از طریق شفت رو به جلو در مرحله داغ به حرکت در می آورد.
3. مرحله احتراق. سوختن سوخت در محفظه احتراق اتفاق می افتد جایی که مخلوط سوخت می سوزد و جریان گاز در دمای بسیار بالاتر تولید می کند. این فرآیند یک فرآیند فشار مداوم و تقریبا ثابت است که با فرآیند احتراق در موتورهای پیستونی متفاوت است. همانطور که سوخت می سوزد فشار به سرعت در ناحیه محدود بالای پیستون افزایش می یابد. این جریان سپس به توربین ژنراتور گاز می رود.
4. مرحله توربین ژنراتور گاز. این مرحله نسبتاً سریعتر از مرحله کمپرسور می چرخد و به طور قابل توجهی انرژی جنبشی زیادی به جریان هوا اضافه می کند. توجه داشته باشید که فرآیند فشرده سازی هوا باعث افزایش فشار و دمای آن می شود. هوای اضافی از کمپرسور از طریق یک مدار بای پس به ناحیه پایین دست محفظه‌های احتراق وارد میشود تا دمای گازهای داغ را کاهش دهد تا پره‌های توربین در مرحله قدرت بتوانند با خیال راحت این گازها را بدون سوختن یا ذوب شدن تحمل کنند. پره های توربین پرفشار و کم فشار مرحله داغ از آلیاژهای فولادی خاصی ساخته شده اند که می توانند دماهای بسیار بالا را حفظ کنند. با این وجود پره ها و پره های توربین به گذرگاه های خنک کننده داخلی نیاز دارند تا دمای مواد را در سطوح قابل قبول نگه دارند.
5. مرحله اگزوز از طریق یک نازل. پس از توربین گازها از طریق نازل اگزوز منبسط می شوند و یک جت با سرعت بالا تولید می کنند که منبع رانش است. یکی از مشکلات این جریان با سرعت بالا از یک موتور توربوجت این است که صدای قابل توجهی ایجاد می کند. بنابراین همانطور که در شکل زیر نشان داده شده است اکثر موتورهای توربوجت از دستگاه های سرکوب کننده صدا مانند سرکوبگرهای موجدار یا لوبی استفاده می کنند. چنین دستگاه‌هایی اختلاط آشفته در جت را تغییر می‌دهند تا محتوای فرکانس آن را به نفع فرکانس‌های بالاتر که سریعتر توسط جو جذب می‌شوند تغییر دهند. بنابراین جریان جت حاصل برای یک ناظر خارجی آرام تر به نظر می رسد.
اصل نازل سرکوب کننده نویز جت تشویق به مخلوط کردن اگزوز جت است که باعث کاهش نویز می شود.
اساس تولید رانش
رانش تولید شده توسط یک موتور توربوجت را می توان با استفاده از اصول حفاظت از دینامیک سیال اعمال شده بر روی حجم کنترلی اطراف موتور همانطور که در شکل زیر نشان داده شده است بررسی کرد. اصل اصلی کار این است که هوا وارد می شود و سپس به سطحی فشرده می شود تا از احتراق پشتیبانی کند انرژی برای به حرکت درآوردن کمپرسور استفاده می شود و گازهای خروجی با سرعت بالا برای تولید نیروی رانش خارج می شوند.
اساس تولید رانش
رانش تولید شده توسط یک موتور توربوجت را می توان با استفاده از اصول حفاظت از دینامیک سیال اعمال شده بر روی حجم کنترلی اطراف موتور همانطور که در شکل زیر نشان داده شده است بررسی کرد. اصل اصلی کار این است که هوا وارد می شود و سپس به سطحی فشرده می شود تا از احتراق پشتیبانی کند انرژی برای به حرکت درآوردن کمپرسور استفاده می شود و گازهای خروجی با سرعت بالا برای تولید نیروی رانش خارج می شوند.
رویکرد کنترل حجم برای تجزیه و تحلیل یک موتور توربوجت که بر روی هوا کار می کند تا حرکت خود را در جهت پایین دست افزایش دهد و نیروی واکنشی را در جهت بالادست تولید کند.
جریان جرمی هوا در ورودی به موتور خواهد بود
$(1) \begin{equation*} \overbigdot{m}_{\rm air} = \varrho_{\infty} V_{\infty} A_i \end{equation*}$که در آن$ A_i $ناحیه ورودی است و نرخ جریان جرمی سوخت${m}_{\rm fuel}$ است. بنابراین با استفاده از پایستگی تکانه رانش تولیدی T برابر است
$(2) \begin{equation*} T = \left( \overbigdot{m}_{\rm air} + \overbigdot{m}_{\rm fuel} \right) V_e - \overbigdot{m}_{\rm air} V_{\infty} + \left( p_e A_ e - p_{\infty} A_i \right) \end{equation*}$
که در آن $A_e$ ناحیه خروجی و V_e سرعت خروجی یا جت است که معمولاً با علامت V_j در نظر گرفته می شود. فشار (دوم) در معادله 2 در مقایسه با تغییر تکانه جریان نسبتاً کوچک است و بنابراین در عمل ممکن است نادیده گرفته شود یعنی:$(3) \begin{equation*} T = \left( \overbigdot{m}_{\rm air} + \overbigdot{m}_{\rm fuel} \right) V_j - \overbigdot{m}_{\rm air} V_{\infty} \end{equation*}$
توجه داشته باشید که وقتی V_{\infty} افزایش می‌یابد رانش کاهش می‌یابد زیرا$ V_j$ هم به تراکم و هم به احتراق بستگی دارد بنابراین تفاوت $V_j - V_{\infty}$ کاهش می‌یابد. با این حال $\{m}_{\rm air}$ با افزایش$ V_{\infty}$ افزایش می‌یابد و بنابراین مقدار رانش در اعداد ماخ پایین به مقدار ضعیفی به $V_{\infty}$ بستگی دارد اما در اعداد ماخ بالاتر بیشتر از آن.
برای یک موتور توربوجت با اعداد ماخ زیر صوت مشخص شد که T با $V_{\infty}$ نسبتاً ثابت می‌ماند. همانطور که در شکل زیر نشان داده شده است رانش با عدد ماخ در اعداد ماخ پرواز بالاتر افزایش می‌یابد اما با افزایش ارتفاع از بین می‌رود. "Trust Uninstalled" موتور جت معمولاً در طول آزمایشات استاتیکی روی پایه آزمایش تعیین می شود.
مشخصات کلی رانش یک توربوجت به طور قابل توجهی به عدد ماخ پرواز و ارتفاع عملیاتی که موتور در آن کار می کند بستگی دارد. مجدداً به یاد داشته باشید که وقتی از "ارتفاع" صحبت می شود به طور کلی ارتفاع چگالی است یعنی ارتفاع مربوط به تراکم محیط محلی وقتی مطابق با ISA اندازه گیری می شود. به طور خاص حداکثر رانش تحت تاثیر دمای محیط قرار می گیرد و با افزایش دما رانش کاهش می یابد. این بدان معناست که در روزهای گرم ممکن است هواپیما نسبت به روزهای سردتر به باند فرودگاه طولانی‌تری برای برخاستن نیاز داشته باشد. سازندگان موتور یک ارزش رانش درجه بندی شده ارائه می دهند که برای استفاده در کتابچه راهنمای پرواز هواپیما تضمین شده است. این رانش نامی اغلب "مرتبط" است به این معنی که یک مقدار منفرد بر اساس بالاترین دمای محیط است و با تجزیه و تحلیل داده های تست استاتیک موتور و احتمالاً داده های آزمایش پرواز تعیین می شود.
یک تقریب برای رانش تولید شده توسط یک موتور توربوجت این است که با توجه به عدد ماخ پرواز به صورت خطی افزایش می یابد.
$(4) \begin{equation*} T \approx T\big|_{\tiny M = M_{0}} + k_1 M_{\infty} \end{equation*}$
که در آن M_0 کمترین عدد ماخ است که رانش برای آن مشخص است و k_1 یک ثابت است. با توجه به ارتفاع رانش نیز کاهش می یابد
$ \begin{equation*} \frac{T}{T_{\rm MSL}} \approx \frac{\varrho}{\varrho_0} = \sigma \end{equation*}$
که در آن $T_{\rm MSL}$ رانش تولید شده در شرایط MSL است و نسبت چگالی$\varrho / \varrho_0$ چگالی در ارتفاع نسبت به چگالی در MSL است. چگالی هوا را می توان با استفاده از معادلات ISA بر اساس فشار محلی محیط (به عنوان مثال ارتفاع فشار) و دمای هوای بیرون تخمین زد.
سوال
هواپیمای توربوجت را در نظر بگیرید که در شرایط استاندارد ISA در ارتفاع فشار 30000 فوتی پرواز می کند. سرعت واقعی هواپیما 500 کیلو تن است. موتور دارای سطح ورودی$ A_i 0.7 m^2 $است. سرعت در خروجی V_e 463$ $متر بر ثانیه است. تمام سرعت ها نسبت به موتور اندازه گیری می شوند. نیروی رانش توربوجت و توان معادل آن را تخمین بزنید. از جرم سوخت داخل موتور و تمام اثرات اختلاف فشار غافل شوید.
رانش T موتور را می توان به صورت بیان کرد
$\[ T = \overbigdot{m} \left( V_e = V_{\infty} \right) + \left(p_e A_e - p_i A_i \right) \]
$
جایی که$ \[ \overbigdot{m} = \varrho_{\infty} A_i V_{\infty} \]$
در شرایط استاندارد $\varrho_{\infty} = 0.4583 kg/m^3.$. سرعت پرواز 500 kts است که معادل 257.2 متر بر ثانیه است. از این رو جریان جرم به داخل موتور است
$\[ \overbigdot{m} = \varrho_{\infty} A_i V_{\infty} = 0.4583 \times 0.7 \times 257.2 = 82.51~\mbox{kg/s} \]$
در این مورد به ما گفته می شود که از اثرات اختلاف فشار غفلت کنیم بنابراین رانش T از موتور برابر است با نرخ زمانی تغییر تکانه جریان در حین عبور از موتور یعنی:
$ \[ T = 82.51 \left( 463.0 - 257.2 \right) = 16.98~\mbox{kN} \]$
درج مقادیر عددی به دست می آید
$ \[ T = 82.51 \left( 463.0 - 257.2 \right) = 16.98~\mbox{kN} \]
$
توان معادل تولید شده توسط موتور$P_{\rm eq}$ توسط
$\[ P_{\rm eq} = T V_{\infty} = 16.98 \times 10^3 \times 257.2 = 4.27~\mbox{MW} \]$
مصرف سوخت ویژه رانش (TSFC)
خروجی یک توربوجت نیروی رانش است بنابراین مصرف سوخت خاص بر اساس تولید رانش است. به یاد داشته باشید که مصرف سوخت خاص بر اساس قدرت شفت یا ترمز برای موتورهایی است که در درجه اول قدرت شفت تولید می کنند (به عنوان مثال موتور پیستونی یا موتور توربوشفت). مصرف سوخت ویژه رانش یا TSFC اندازه گیری وزن سوخت مصرف شده در واحد رانش تولید شده در واحد زمان است به عنوان مثال
$\begin{equation*} {\rm TSFC} = c_t = \frac{ \mbox{Weight of fuel consumed}}{\mbox{(Unit thrust output) (Unit time)}} \end{equation*}$
معمولاً TSFC بر حسب واحدهای پوند $lb^{-1} hr^{-1}$ در سیستم USC یا واحدهای کیلوگرم $kg kN^{-1} hr^{-1}$ در سیستم SI اندازه‌گیری میشود. مجدداً به ناهنجاری سیستم SI توجه کنید که در آن واحدهای جرم به جای وزن استفاده می شود. احتیاط بیشتری باید اعمال شود
سرفصل‌های دوره اصول پیشرانش که من باید بخونم اینا هستند هر چند قبل خوندم اما دوباره باید بخونم .یادمه من کلاس 11 بودم رفتیم مشهد عید دیدنی عمه ام .منم با احمد اقا شوهر عمه ام رفتم تعمیرگاهش کارش تو ماشینهای سنگین بود منم عاشق موتور وپیشران وسایل نقلیه مخصوصا هواگردبودم.با دیدن موتور ولو واقعا هیجان زده شدم .سریع لباسامو دراوردم رفتم کارگاه اولش فکر کردن میلاد هستم .با دست صورت روغن مالی برگشتیم خونه عمه ام هم یادمه میگفت از بچه برادرم کار کشیدی منم گفتم عمه باحاله فردا هم میرم. ولی بحرحال جالب بود.
جلسه اول - معرفی انواع جلوبرنده ها
جلسه دوم - انواع موتورها
جلسه سوم - مکانیک و ترمودینامیک جریان سیال
جلسه چهارم - حل مثال
جلسه پنجم - جریان یک بعدی
جلسه ششم - امواج ضربه ای
جلسه هفتم - لایه هم مرزی
جلسه هشتم - راندمان
جلسه نهم - برد
جلسه دهم - رم جت
جلسه یازدهم - اثر تلفات ایرودینامیک
جلسه دوازدهم - موتور توربوجت
جلسه سیزدهم - تحلیل سیکل ترمودینامیکی توربوجت
جلسه چهاردهم - توربوجت
جلسه پانزدهم - توربوپراپ و توربوشفت
جلسه شانزدهم - موتور ایده آل
جلسه هفدهم - عملکرد موتور ایده آل
جلسه هجدهم - سازگاری موتور هواپیما
جلسه نوزدهم - دهانه های صوتی
جلسه بیستم - دهانه های فراصوت
جلسه بیست و یکم - مساله تداخل لایه مرزی و موج ضربه ای
جلسه بیست و دوم - محفظه احتراق
جلسه بیست و سوم - کمپرسورهای محوری
جلسه بیست و چهارم کمپرسورهای محوری
جلسه بیست و پنجم - پدیده surge
جلسه بیست و ششم - راندمان کمپرسور
جلسه بیست و هفتم - درجه عکس العمل کمپرسور
نوآوری در موتورهای توربین گازی هواپیما
مفاهیم جدید موتور
وسایل نقلیه جدید
جریان تراکم پذیر با اصطکاک و گرما: بررسی
مروری کوتاه بر ترمودینامیک
فرآیند ایزنتروپیک و جریان ایزنتروپیک
اصول حفاظت برای سیستم ها و حجم های کنترل
سرعت صدا و عدد ماخ
حالت رکود
جریان شبه یک بعدی
رابطه مساحت – عدد ماخ
گلو صوتی
امواج در جریان مافوق صوت
شوک های عادی
شوک های مورب
شوک های مخروطی
امواج گسترش
جریان مجرای بدون اصطکاک با سطح ثابت با انتقال حرارت
جریان آدیاباتیک یک گاز از نظر کالری کامل در یک مجرای با مساحت ثابت با اصطکاک
ضریب اصطکاک (کشش) Cf و ضریب اصطکاک D'Arcy fD
پارامترهای بدون بعد
تکانه سیال
خلاصه ای از تکانه سیال
رانش موتور و پارامترهای عملکرد
رانش موتور بر اساس مجموع ضربه مولفه
راکت تراست
پارامترهای عملکرد موتور تنفس هوا
موتورهای مدرن معماری آنها و برخی از ویژگی های عملکرد
تجزیه و تحلیل چرخه موتور توربین گازی
ژنراتور گاز
موتورهای توربین گازی هواپیما
تجزیه و تحلیل یک موتور توربوفن اگزوز مخلوط با پس سوز
موتور توربوپراپ
تجزیه و تحلیل چرخه
قدرت و کارایی
اجزای موتور و طبقه بندی
مقیاس بندی موتورهای رفت و برگشتی هواپیما
سیستم های موتور هواپیما
موتورهای الکتریکی
پروانه ها و چرخ دنده های کاهنده
ورودی ها و نازل های موتور هواپیما
شماره پرواز ماخ و تأثیر آن بر هندسه مجرای ورودی
دیفیوزرها
پخش کننده ایده آل
دیفیوزرهای واقعی و ویژگی های استال آنها
عملکرد دیفیوزر زیر صوت
ورودی کروز زیر صوت
کانال های انتقالی
خلاصه ای موقت برای ورودی های مادون صوت
ورودی های مافوق صوت
ورودی های شوک معمولی
ورودی های فشرده سازی خارجی
هندسه متغیر - ورودی های فشرده سازی خارجی
ورودی های فشرده سازی مخلوط
انواع ورودی مافوق صوت و عملکرد آنها - مروری
استانداردهای بازیابی ورودی مافوق صوت
نازل اگزوز
رانش ناخالص
راندمان آدیاباتیک نازل
نسبت فشار کل نازل
نسبت فشار نازل (NPR) و نسبت فشار نازل بحرانی (NPRcrit.
