دانلود تحقیق پیرانش جت

1903 کارولینای شمالی، منطقه کیتی هاوک : نخستین پرواز هواپیما در جهان، ماشین پرواز معروف برادران رایت نخستین هواپیمایی بود که انسان را از سطح زمین بلند کرد.

ارویل رایت، در حالی که روی بال زیرین به سمت جلو خوابیده هدایت نخستین هواپیما را بر عهده دارد.

در این پرواز که در ارتفاع یکی دو متری از سطح زمین انجام شد و تنها 12 ثانیه طول کشید حدود 40 متر قبل از نشستن به زمین طی گردید.

اصول پیرانش جت
هدف از پیرانش جت و روشن نبودن اصول آن سوالاتی را ایجاد می کند :
1- به هنگام تخلیه موتور جت یا موشک در خلاء آیا رانش می تواند اعمال شود؟

2- آیا موشک سریعتر از سرعت گازهای خروجی از شیپوره موشک می تواند به جلو رانده شود؟

3- آیا موشک می تواند بار مفیدی را به فضا ببرد؟

پاسخ به این سوالات بوسیله آزمایش داده شده است و نظریه پیرانش جت که اکنون کاملاً تدوین شده است و مورد قبول همگان است.

با وجود این از آنجا که این نظریه ؟؟؟؟؟؟؟؟

درک رفتار موتورهای واقعی است و امکان بهبود آنها را فراهم می سازد جا دارد به دقت موشکافی شود.

* نمونه های بسیاری در طراحی موتورهای هواپیما و موشک می توان یافت که ایجاد بهترین فن آوری ممکن اقتصادی می باشد.

این موتورها نه تنها انگیزه ای قوی به طراح می دهد تا از همه ی روش های ممکن برای ساختن موتورهای پرقدرت، کارا، بادوام و ایمن استفاده کند بلکه ابداع و فن آوری های جدید را نیز سبب می شود.

از این رو در خلال دهه های اخیر پیشرفت های شگرفی در تکنیک های طراحی و همچنین مواد و روش های ساخت بوجود آمده است.

* قبل از توضیح اصول پیرانش جت :
1- در پروازهای پرسرعت، موتورهای جت برتری دارند نسبت به موتورهای دیگر جهت استفاده.

2- و برای پروازهای طولانی به اعماق فضا از موشک های غیر شیمیایی استفاده می گردد.

درک مفهوم پیرانش جت
بررسی لوله ی شکل 1-1.

بخش (الف) لوله بسته ای را با سطح مقطع Ai نشان می دهد ؛ فشار درونی P0 و فشار بیرونی (محیط) Pa است.

روشن است که نیروهای فشاری درونی و بیرونی در جهت x در تعامل اند و هیچ نوع رانش خالصی بوسیله ی سیال درونی یا اتمسفر بیرونی بر لوله وارد نمی شود فرض کنید در لحظه t0 نیمه راست لوله ناگهان برداشته می شود.

شکل 1-1 (ب) رانش« » را که در لحظه t0+ dt برای ثابت نگهداشتن نیمه ی چپ لوله نیاز است، نشان می دهد.

در این لحظه چون هنوز سیال از لوله خارج نشده است.

فشار درونی بر نیمه چپ لوله همان P0 است با توجه به تعادل نیروهای وارد بر لوله رانش لحظه ای پس از گذشت فاصله زمانی کوتاه و محدود همان گونه که در شکل 1-1 (ج) دیده می شود.

سیال با سرعت ue از لوله خارج می شود و فشار درونی به p کاهش می یابد اکنون رانش از رابطه زیر به دست می آید و با سرعت صفر می شود : این فرمول برای قبل از سرعت یافتن نیز در خروجی لوله خواهد بود :




(الف) لوله بسته، بدون پیرانش




رانش لحظه ای J در لحظه حذف ناگهانی نیمه راست لوله (ب)



رانش گذرا همراه با خروج جت (ج)
اما P هنوز بزرگتر از pa است.

اگر با همان آهنگی که سیال از لوله خارج می شود همانند شکل 1-1 (د) سیال به درون لوله خورانده شود به گونه ای که فشار درونی p0 ثابت بماند رانش حالت پایا بوجود می آید :



رانش حالت پایا با تأمین هوای کافی برای حفظ (د)
در این برآوردها از اثر نیروهای برشی که بوسیله سیال بر لوله وارد می شود صرف نظر شده است.

اگر مقدار دقیق توزیع فشارهای درونی و بیرونی (و تنش روی دیواره ها) در محفظه تولید رانش معلوم باشد با جمع مولفه های مختلف نیرو بر روی همه سطوح، نیروی رانش را می توان محاسبه کرد.

کاربرد این روش در حالت کلی بسیار مشکل است زیرا شکل هندسی درونی محفظه رانشی همچون توربوجت چنان پیچیده است که براورد رانش از این را خسته کننده است.

در شکل (د) مقدار تقریبی رانش عبارتست از :
m0 = دبی جرمی سیال خروجی از محفظه ue = سرعت میانگین سیال خروجی این معادله تنها در شرایطی صادق است که فشار در صفحه خروجی مساوی pa باشد و نیروهای برشی بیرونی اهمیت نداشته باشند.

این معادله برای موشک شیمیایی مستقیماً به کار می رود.

در این موشک به سبب احتراق مواد پیشران ذخیره شده در دستگاه به حالت جامد یا مایع که هیچگونه اندازه حرکت اولیه نسبت به شیپوره موشک ندارند شار اندازه حرکت خروجی تولید می شود.

اگر سوختن مواد موشک پایا باشد رانش مساوی m0ue می شود و اگر ناپایا باشد ( مانند لحظات روشن و خاموش بودن موتور) نیاز به قوانین نیوتن برای جریان سیال سریعاً شتابگیرنده داریم.

توجه به این نکته ضروری است که شار اندازه حرکت خروجی نسبت به موشک، مقدار رانش مستقل از سرعت پرواز دستگاه است بنابراین آن دستگاه را به سرعتی بسیار بالاتر از ue می توان رساند.

حدود 2000 سال پیش هرو اهل اسکندریه مفهوم رانش واکنشی را با ساخت توربین بخاری که ترکیب احتمالی آن در شکل 2-2 آمده ؟؟؟؟؟؟؟؟

نشان داد بخار تولید شده بوسیله گرمایش و با فشاری بسیار بیشتر از فشار محیط به طور مماس وارد شیپوره ها می شود و در هر شیپوره رانش مماسی ایجاد می کند.

شکل 2-2 : تجسم هنرمندانه ای از توربین بخار ساخته شده بوسیله هرون الکساندریا.

موشک ها قدیمی ترین طرح فنی در زمینه پیرانش جت موشک های پیشران جامد هستند در این موشک ها از احتراق و سوختن سریع ماده ی جامد که شامل پیرانش و اکسنده ی لازم است گازهای پرفشار بسیار داغ بوجود می آیند و با عبور آنها از صفحه ی خروجی اندازه حرکت ایجاد می شود در خلال فرایند احتراق فشار گاز در درون محفظه احتراق ممکن است پایا یا ناپایا باشد.

در دهه های متمادی دو نوع موشک پیشران مایع و جامد بوجود آمده اند که تا کنون به سطح عملکرد بالایی دست یافته اند.

ولی به دلیل اینکه در موشک های شیمیایی رانش تولید شده بر واحد بی جمی سیال خروجی به انرژی شیمیایی مواد پیشران کاملا محدود می شود.

به بیانی دیگر جرم مواد پیشران که برای واحد ضربه باید حمل شود برای بسیاری از مأموریت ها به طور ناخواسته زیاد است هرچه انرژی بیشتر شود سرعت گازهای خروجی زیادتر و آهنگ مصرف جرم برای رانش مفروض کاهش خواهد یافت.

بنابراین از موشک (موتور) هسته ای به جای شیمیایی استفاده می شود که انرژی مواد پیشران بسیار بیشتر از انرژی مواد بدست آمده موشک شیمیایی است.

در روش موشک با گرمایش هسته ای نشان داده شده که محدودیت فیزیکی دارد که به انتقال انرژی از پیشران هسته ای به هیدروژن مربوط می شود.

اگر قرار باشد که انرژی با گذشتن از دیواره جامد به هیدروژن انتقال یابد دمای بیشینه هیدروژن باید کمتر از دمای بیشینه ی مجاز دیواره جامد باشد.

بنابراین افزون بر مشکلات کنترلی و مسائل بازیافت و زیست محیطی در واکنشگر هسته ای برتری عملکردی مهمی را به ارمغان نمی آورد.

روش های دیگر تولید رانش الکتریکی شامل گرمایش مقاومتی و گرمایش با قوس تخلیه ی الکتریکی است که شتابدهی مواد پیشران از طریق نیروهای فشاری و الکترومغناطیسی انجام می شود.

کاراترین کاربرد انرژی الکتریکی تا امروز در موتورهای یونی الکترواستاتیکی بوده است.

« موشک با گرمایش هسته ای ماده پیشران هیدروژنی » « شتابدهنده یونی الکترواستاتیکی، الکترون ها و یون ها برای رسیدن به سرعت های بالا شتابدهی می شوند اما بیشر رانش بوسیله یون های سنگین تأمین می شود » ملخ ها برتری مهم استفاده از ملخ در هواپیما به جای موشک این است که به حمل بیشتر مواد پیشران نیاز نیست، آهنگ جریان هوای گذرنده از ملخ دو تا 3 مرتبه بزرگتر از آهنگ تغذیه پیشران به موتور محرکه آن است عدم محل حجم زیاد مواد پیشران به معنای پیمودن مسافت های طولانی تر پیش از سوخت گیری دوباره است.

برتری دیگر ملخ ها این است که بازده پیشرانش آنها بسیار بهتر از موشک است برای نشان دادن اهمیت این برتری ها از تخمین های تقریبی و ساده ای استفاده می کنیم.

وظیفه ی ملخ شتابدهی جریان هوا با سرعت آغازی u و رساندن آن به سرعت خروجی و ue است ملخ در جریان پایا با سرعت معمولی عمل می کند و با شتاب دادن به جریان در حین عبور خود سطح مقطع لوله ی جریان را کاهش می دهد.

بدون نگرانی درباره ی چگونگی توزیع نیروهای فشاری بر روی پره های ملخ با استفاده از معادله کلی اندازه حرکت مقدار تقریبی رانش از رابطه زیر بدست می آید : که دبی جرمی هوای گذرنده است.

انژی کمینه ی ممکن که به جریان سیال در حین عبور از ملخ افزوده می شود تغییر در انرژی جنبشی است.

اگر بازه باشد آهنگ مصرف انرژی سوختی کمینه خواهد شد.

شتاب گرفتن جریان هوای لوله از طریق ملخ و بنابراین، نسبت رانش به آهنگ مصرف انرژی سوختی کمینه از رابطه زیر بدست می آید : بهترین مقدار Je ممکن است 5/2 باشد برای رانش مثبت ue بزرگتر از u باید باشد به گونه ای که نسبت رانش بیشینه ی ممکن برای ملخ از رابطه ی زیر بدست می آید : که u سرعت پرواز است برای موشک های شیمیایی مقدار رانش را بصورت زیر می توان نوشت : و مصرف انرژی کمینه ی ممکن را بصورت زیر می توان بیان کرد : که آهنگ مصرف مواد پیشران و uer سرعت گازهای خروجی از شیپوره است.

توجه کنید که این عبارت ها کاملا تقریبی اند و از جمله مربوط به اختلاف فشار گازهای خروجی و محیط صرف نظر شده است با ترکیب این رابطه ها می توان نوشت : موشک (بیشینه) نسبت رانش در ملخ به موشک : بنابراین برای هواپیمایی با سرعت پرواز کم ( مثلا m/s 100 یا Km/h 360 ) ملخ رانشی حدود 10 برابر موشک ایجاد می کند.

ملخ ها با استفاده از هوای محیط به عنوان ماده ی پیشران این برتری را دارند که تلفات انرژی جنبشی را در خلال پیش راندن دستگاه با سرعت معین می توانند کمینه سازند.

* برای داشتن جریان مناسب بر روی پره ها معمولا دو شرط باید برآورده شود : 1) زاویه گردش جریان باید تا حد ممکن کوچک نگهداشته شود در غیر این صورت جریان از پره جدا می شود.

2) سرعت نسبی ورود هوا نباید نزدیک با سرعت صورت باشد ( برای جلوگیری از تشکیل امواج ضربه ای بر روی سطح پره ها) سرعت ها در نوک پره ملخ : ut سرعت پره، u سرعت نزدیک شده هوا و ue مولفه محوری سرعت هوای خروجی است در شکل بالا مولفه سرعت دورانی هوای خروجی ، ، برداهای سرعت هوا نسبت به پره در محل ورود و خروج اند.

بازده ذاتی ملخ ها نه تنها نسبت به موشک ها لکه نسبت به توربوجت ها نیز برای سرعت های پرواز بالاتر است.

توربوجت ها، توربوفن ها، رم جت ها در سال 1926، فرانک دتیل که دانشجوی 26 ساله دانشکده افسری نیروی هوایی سلطنتی انگلستان بود مقاله ای در زمنیه آینده هوانوردی نوشت.

و در آن زمان سرعت بیشینه هواپیماها mph 150 و ارتفاع آن ها Km 3 بود.

او نظریه داد به جای موتور موشک از موتور پیستونی استفاده شود.

3 سال بعد امکان استفاده از (فن) بوسیله توربین که بین آنها محفظه احتراق قرار گرفته باشد بوجود آمد.

در این نظریه گازهای خروجی توربین در شیپوره شتاب می گرفتند و بصورت جت پر سرعتی خارج می شوند.

با ورود موتورهای توربینی و اصل توربوجت به تکنولوژی پیشرانش هواپیما، انقلابی در صنعت ترابری بوجود آمد : امکان پرواز فراصوتی بوجود آمد.

هزینه های سفر هوایی بسیار کاهش یافت.

بهبودی جدی در ایمنی هواپیماها بوجود آمد.

کاهش هزینه ها تا حدی ناشی از افزایش سرعت پرواز و تا حدی نیز ناشی از امکان ساخت هواپیماهای بزرگتر بود.

موتورهای توربینی رانش بسیار بیشتری نسبت به موتورهای پیستونی ایجاد می کردند.

* برتری جرمی و اندازه ای موتورهای توربینی نخست در توربوجت ها به نمایش درآمد.

* سنگین بودن جعبه دنده به ویژه برای موتورهای توربوپراپ مسأله جدی است بنابراین رانش کمتری نسبت به توربوجت ها دارند.

عیب موتور توربوپراپ : محدودیت سرعت پروازی و تا حد کمتری مسأله جعبه دنده آنهاست.

موتور توربوفن ها سازش مهم بین طرح های توربوپراپ و توربوجت به شمار می آیند موتورهای توربوفن، مخ درونی بزرگی (پروانه) دارند که سبب می شود جریانی حدود 5 تا 6 برابر جریان گذرنده از موتور اصلی از روی آن بگذرد.

* ویژگی های مهم این طرح عبارتست از : 1- از آنجا که پروانه در درون کانال محصوراست آیرودینامیک آن را حتی برای اعداد راخ پروازی حدود 85/0 نیز می توان بطور رضایت بخش کنترل کرد.

2- برای هر رانش و سرعت پروازی مفروض به دو دلیل مصرف پیشرانش آن بسیار کمتر از موتور توربوجت است : (الف) دبی جرمی کلی هوا بسیار بیشتر از موتور توربوجت با همان مقدار رانش است.

(ب) بازده گرمایی Jt در توربوفن بسیار بالاتر از توروبوجت است علت آن است که کار لازم برای چرخاندن پروانه از طریق توربین فراهم می شود.

3- برای موتورهای توربوفن با نسبت های جریان هوای گذرنده از مسیر فرعی به موتور اصلی حدود 5 تا 6 به 1 امکان حذف جعبه دنده ی لازم برای موتورهای توربوپراپ وجود دارد.

موتور رم جت موتور رم جت ویژگی های نهایت سادگی، عدم نیاز به توربوماشین، حداکثر تحمل در مقابل دمای بالا و حداقل جرم در واحد رانش برای عددهای راخ پروازی مناسب را دارد.

البته موتورهای رم جت نیز محدودیت های خاص خود را دارند.

این موتورها نه تنها در سرعت های فروصوتی توانایی کار پایا را ندارند بلکه حد بالایی برای عدد راخ آنها نیز وجود دارد.

ترمودینامیک موتورهای جت هواپیما مقدمه : موتور هواپیماهای پیشرفته توانایی به حرکت درآوردن جریان هوای زیادی را دارند کل هوای مصرف شده بوسیله موتورهای یک هواپیمای مسافربری بزرگ در حین برخاستن از زمین در حد تن بر ثانیه است.

دبی جریان هوای ورودی به موتور شاید 50 برابر دبی جریان سوخت باشد.

بنابراین اصطلاح موتورهای هوا – تنفسی برای این موتورها کاملا مناسب است.

در سرعت پروازی کم بازده ی پیشرانش ملخ بسیار بیشتر از بازده ی پیشرانش جت است البته بازده ی ملخ های متداول در سرعت های پروازی بیش از 5/0 تا 6/0 برابر سرعت صوت، کمتر و صدای آنها بیشتر می شود.

در سرعت های پروازی تا حد 85/0 برابر سرعت صوت توربوجت ها و موتورهای توربوفن بازده بیشتری دارند.

توربوجت ها در سرعت های پروازی فراصوتی نیز می توانند عمل کنند.

برتری اصلی استفاده از موتور جت به جای موتور ملخی دستیابی به سرعت پروازی بالاست.

طریقه ی ایجاد موتورهای توربینی از مواد گازی مبنا در شکل های زیر آمده است : رانش و بازده ی موتور جت با استفاده از قانون اندازه حرکت و انرژی معادلات نسبتاً کلی رانش و بازده ی موتورهای جت هوا – تنفسی را می توان بدست آورد.

به عنوان مثال دستگاه تولید رانش تعمیم یافته ای را که از نقطه ی ساکنی نسبت به دستگاه در نظر بگیرید.

از آنجا که دستگاه همانند رم جت یا توربوجت محفظه داری به نظر می رسد نتیجه های بدست آمده برای محاسبه رانش تولید شده بوسیله ی هر موتور هوا تنفسی با یک جت خروجی کار می رود.

فرض می کنیم که جریان پیرامون موتور برگشت پذیر و نیروی پسا ناچیز است.

معادله رانش واکنش نیروی رانش که از طریق تکیه گاه سازه ای منتقل می شود در این دیدگاه رانش موتور را بصورت جمع برداری همه نیروهای وارده بر روی سطح درونی و بیرونی موتور و جایگاه موتور می توان تعریف کرد.

مقدار رانش این دستگاه را برای جریان پایا از رابطه زیر می توان بدست آورد : با در نظرگرفتن مولفه های نیرو و فشار اندازه حرکت در جهت x خواهیم داشت : با این فرض که جریان بیرونی برگشت پذیر است فشار و سرعت را بر روی کل سطح معیار، به جز سطح مقطع خروجی موتور (Ae) با دقت قابل قبولی می توان ثابت فرض کرد اگر سرعت خروجی ue فراصوتی باشد فشار خروجی pe با فشار محیط pa ممکن است تفاوت کند بنابراین نیروی فشاری خالص بر روی سطح معیار خواهد بود.

نیروی واکنش رانش است.

با جمع این نیروها که بر روی سطح معیار در جهت x عمل می کنند خواهیم داشت : هوایی که به درون موتور کشیده می شود از درون این سطح معیار از طریق سطح مقطع گیراندازی Ai با دبی که از رابطه بدست می آید می گذرد با در نظر گرفتن دبی سوخت داریم : حال اگر شرایط پیوستگی را برای کل حجم معیار در نظر بگیریم و فرض کنیم که جریان سوخت از خارج حجم معیار وارد می شود جریان پایا به صورت زیر درمی آید : برای این حالت رابطه بالا به صورت زیر درمی آید : با بازآرایی این رابطه خواهیم داشت : اگر دیواره های حجم معیار کاملا دور از تولید کننده رانش باشند می توان فرض کرد جریان سطح معیار با سرعت بسیار اندکی در جهت y حرکت می کند.

اگر تنها مولفه های سمت x را در نظر بگیریم : که شار خالص خروجی اندازه حرکت در جهت x از حجم معیار از رابطه زیر بدست می آید : درنتیجه معادله رانش با تعریف نسبت سوخت به هوای خواهیم داشت : برای دست یابی به معادله بالا هوای بیرونی موتور برگشت پذیر فرض شده است اگر چنین نباشد به سبب اثرهای مهم لایه مرزی همچون؟؟؟؟؟؟؟؟

، نیروی واقعی انتقال یافته بوسیله تکیه گاه به طور محسوسی کمتر از مقدار پیش بینی شده خواهد شد.

بررسی موتورهای که دو جریان خروجی جداگانه دارند معادله رانش با صرف نظر کردن از جمله فشار به صورت زیر می توان نوشت : که H و C به ترتیب جریان های داغ و سرد هستند.

معادله رانش این چنین موتوی نسبت به سوخت بر اساس هوایی که واقعا با سوخت آمیخته خواهد شد : عملکرد موتور در بیان عملکرد موتور هواپیما نخست بهتر است چندین پارامتر مربوط به بازده و عملکرد را تعریف کرد این تعریف ها تنها برای موتوری با یک جریان مواد پیشران ( یعنی توربوجت، رم جت) بیان می شود.

موتورهای توربوفن و توربوپراپ رابطه های پیچیده تر نیاز دارند اما نتیجه گیری کیفی مربوط به عملکرد مقایسهای موتورها مشابهند.

بازده ی پیشرانش حاصل ضرب رانش و سرعت پروازی را گاهی توان رانش می نامند.

عملکرد هر سیستم پیشرانش را بصورت نسبت این توان رانش به آهنگ تولید انرژی جنبشی در ماده پیشران می توان تعریف کرد.

معمولا این نسبت را بازده پیشرانش می نامند برای موتوری با یک جریان مواد پیشران در حالت کلی برای موتورهای هواتنفسی داریم 1 >> f درنتیجه بازدهی گرمایی پارامتر عملکردی مهم دیگر بازده گرمایی موتور است این پارامتر برای رم جت ها، توربو جت ها و توبوفن به صورت نسبت آهنگ انرژی جنبشی افزوده شده به ماده ی پیشران به آهنگ مصرف انرژی کل تعریف می شود که QR انرژی واکنش سوخت طبق تعریف است.

بنابراین بازده گرمایی برای موتور با یک جریان پیشران خواهد شد.

برای موتور توربوپراپ یا توربوشفت عمدتاً بصورت توان محوری است PS توان محوری است.

بازده ی ملخ توان محوری را بوسیله ی ملخ به توان رانش هواپیمایی متحرک می توان تبدیل کرد.

معمولا بازده ی پیشران gpr به صورت نسبت توان رانش به توان محوری طبق رابطه زیر تعریف می شود : که در این حالت جز رانش ناشی از ملخ است.

بازده ی کلی : حاصل ضرب gpgth و یا gprgth را بازده ی کلی g0 می نامند و به صورت زیر تعریف می شود : با استفاده از معادلات قبلی در می یابیم که برای 1 >> f : از این رو بازده ی کلی تنها به نسبت سرعت و بازده ی گرمایی gth بستگی دارد و بازده گرمایی نیز اندکی به نسبت سرعت وابسته است.

رانش برخاستن یکی از مهم ترین مشخصه های موتور توربینی نصب شده بر روی هواپیما توانایی آن در تأمین رانش استاتیکی و کم سرعت است به گونه ای که هواپیما با استفاده از توان خودش بتواند از زمین بلند شود ( به جز رم جت ها که این توان را ندارند) رانش استاتیکی در حالت کلی از رابطه زیر به دست می آید : ( استاتیکی) برای حالت استاتیکی برای 1 >> f این معادله نشان می دهد که برای دبی سوخت مفروض و بازده گرمایی gth رانش برخاستن نسبت عکس با سرعت گازهای خروجی دارد.

به بیانی دیگر برای آهنگ مصرف انرژی مفروض رانش برخاستن را با شتاب دادن به جرم هوای بیشتر با سرعت خروجی کمتر می توان افزایش داد.

اهمیت مقدار رانش آهنگ مصرف سوخت واحد به جز صرفه جویی در مصرف سوخت برای تعیین تقریبی اندازه موتور با رانش معین است.

برد هواپیما در بسیاری از حالت ها مسافت یا برد پیموده شده بوسیله هواپیمایی با جرم سوخت معین معیار مهمی برای برتری عملکرد ترکیب هواپیما – موتور است.

با چشم پوشی از اوج گیری و کاهش ارتفاع ثابت پرواز و با این فرض که همه مشخصه های موتور و هواپیما به جز جرم کل در ارتفاع ثابت تغییر نمی کند به سادگی می توان برد را برآورد کرد.

در پرواز افقی با سرعت ثابت همانند نیروی بالابر و وزن هواپیما رانش موتور و پسای کل هواپیما مساوی اند.

بنابراین توان رانش خواهد شد.

با استفاده از معادله و رابطه اخیر خواهیم داشت : ازآنجا که سوخت بخشی از جرم کل هواپیما (m) است داریم : s مسافت در طول پرواز است.

یا انتگرال گیری از رابطه قبل برد s خواهد شد.

در این رابطه که فرمول برد بریکوئت نامیده می شود تغییرات نمونه وار بازده ی کلی g0 و نسبت نیروی بالابر – پسای هواپیما (L/D) بر حسب عدد راخ به گونه زیر است : برای پرواز فراصوتی که صرفه جویی در مصرف سوخت در آن مهم است نمودارهای بالا پیشنهاد می شود که هرچه عدد راخ پروازی بیشتر باشد بهتر است.

عدد راخ پروازی بیشتر سبب افزایش دمای سطح هواپیما می شود و از این رو به سازه ی سنگین تری برای نگهداشتن تنش ها در سطح مطمئن نیاز است.

رابطه ی زیر نشان می دهد که برای سرعت پروازی، برد هواپیما با نسبت رانش به دبی جریان سوخت به طور مستقیم متناسب است.

این نسبت آنقدر مهم است که عکس آن را مصرف سوخت ویژه ی رانش (TsFc) می نامند و به صورت زیر تعریف می کنند.

برای موتورهای توربینی که توان محوری تولید می کنند مصرف سوخت ترمزی ویژه (BSFC) به صورت زیر تعریف می شود : برای درنظر گرفتن رانش حاصل از گازهای داغ خروجی مصرف سوخت ترمزی ویژه ی هم ارز تعریف می کنند که PS توان محوری دداه شده به راخ، رانش تولید شده بوسیله گازهای خروجی موتور توربینی و a سرعت پرواز گزیده دلخواه است.

رم جت ساده ترین موتور هواتنفسی موتو رم جت است این موتور از پخش کن، اتاق احتراق و شیپوره خروجی تشکیل شده است.

هوا ابتدا وارد پخش کن می شود و پیش از آمیخته شدن با سوخت و سوختن در اتاق احتراق متراکم خواهد شد گازهای داغ با کاهش سرعت هوای ورودی از سرعت پروازی به سرعت نسبتاً پایینی در درون اتاق احتراق به سبب افزایش فشار حاصل در پخش کن از طریق شیپوره خارج می شوند.

رم جت ها در سرعت پروازی فروصوتی می توانند عمل کنند.

افزایش فشار ناشی از سرعت های پروازی رم جت ها را برای پرواز فراصوتی مناسب می سازد.

در حال حاضر در موتور رم جت مواد به کار رفته در دیواره های اتاق های احتراق و شیپوره ها توانایی تحمل دماهای بالای K 1200 را ندارند اما با استفاده از الگوی پاشش سوخت مناسبی که لایه محافظی از هوای نسبت خنک در نزدیکی دیواره ها بوجود می آورد.

آنها را بسیار خنک تر از جریان سیال اصلی می توان نگه داشت.

برعکس موتورهای توربینی توانایی کار در دماهای بالاتر نزدیک K 3000 را ندارند.

پره های توربین در معرض تنش های مرکز گریز بالایی قرار دارند و به سرعت نمی توانند خنک شوند.

این حد نسبتاً بالای دمایبیشینه در رم جت ها امکان کار در عددهای راخ پروازی بالا را فراهم می کند.

رم جت ایده آل برای درک عملکرد رم جت بهتر است که تحلیل ترمو دینامیکی از مدل ساده ای انجام دهیم.

فرض کنید که فرایندهای تراکم و انبساط در موتور برگشت پذیر و بی در رو هستند و فرایند احتراق در فشار ثابت رخ می دهد.

البته این فرض ها واقع بینانه نیستند.

در پخش کن واقعی همواره برگشت ناپذیری های ناشی از شوک ها، آمیختگی و اصطکاک دیواره وجود دارد.

رانش موتور ایده آل خواهد شد.

با فرایندهای تراکم و انبساط تک – آنتروپی و افزودن گرما و جرم در فشار ثابت و سرعت پایین لازم است فشار سکون و در سرتاسر موتور تقریباً ثابت باشد بنابراین اگر از تغییرات ویژگی های سیال در موتور، برای این حالت ایده آل صرف نظر کنیم آنگاه که M عدد راخ پروازی و Me عدد راخ در صفحه خروجی است بنابراین با شرایط pe=pa روشن است که از این رو سرعت خروجی را از رابطه ی زیر می توان بدست آورد : که سرعت صوت است از آنجا که آنگاه اما، برای حالت Me=Ma و و از آنجا که درنتیجه اگر از آنتالپی سوخت ورودی صرف نظر کنیم معادله ی انرژی برای فرایند احتراق ایده آل عبارت است از که f نسبت سوخت به هوا و QR ارزش گرمایی سوخت است اگر گرمای ویژه ثابت فرض شود.

برای دست یابی به رانش در واحد دبی جرمی هوا از ترکیب روابط فوق و مصرف سوخت ویژه رانش خواهد شد : شکل زیر برای موتور رم جت ایده آل وابستگی رانش ویژه و نسبت سوخت – هوا به عدد راخ پروزای و دمای بیشینه را نشان می دهد.

محاسبات کاملا تقریبی اند زیرا : ازتغییرات نسبت گرمای ویژه بر حسب دما صرف نظر شده است.

از انتهای اصطکاکی و یا شوکی صرف نظر شده است.

فرض شده است که فراورده های احتراق تجزیه نمی شوند.

بنابراین موتورها برای داشتن رانش ویژه قابل قبول و مصرف سوخت ویژه ی پایین به سرعت های پروازی فراصوتی نیاز دارند.

اثر انتهای آیرودینامیکی مواد پیشران در موتور جت واقعی به هنگام عبور از میان موتور، انتشار سکون پیدا می کند همانند شکل اثر این برگشت ناپذیری ها یا در فرایندهای تراکمی – سوختن و انبساط بر روی نمودار T – S نشان می دهند.

فرایند تراکمی @ تا 02 دیگر تک آنتروپی نیست.

فشار سکون در پایان فرایند کمتر از زمانی است که تراکم آنتروپی است.

کارایی پخش کن ها را بوسیله نسبت فشار سکون تعریف می کنیم و می توان مشخص کرد همین طور، نسبت های فشارسکون را برای محفظه های احتراق و شیپوره های بصورت زیر می توان تعریف کرد.

بنابراین نسبت فشار سکون کلی عبارت است از : برای ثابت عدد؟؟؟؟؟؟؟

راخ خروجی را بصورت زیر می توان نوشت : از این رو اگر این رابطه را بر حسب نسبت های فشار سکون فرایندهای میانی بنویسیم خواهیم داشت : اگر انتقال گرما از موتور ناچیز فرض شود سرعت خروجی را از می توان بدست آورد.

از آنجا که برگشت ناپذیری ها اثر بر روی دمای سکون ندارند در سرتاسر موتور نسبت سوخت به هوای لازم برای تولید T.4 را می توان بدست آورد.

که بازده ی احتراق و گرمای واقعی آزاد شده در واحد جرم سوخت است.

رانش در واحد دبی جرمی هوا عبارت است از : و یا که مصرف سوخت ویژه رانش تعریف می شود : موتور توربوجت یکی از عیب های موتور رم جت آن است که نسبت فشار آن به عدد راخ پروازی بستگی دارد.

این موتور توانایی ایجاد رانش برخاستن را ندارد.

و در حقیقت این موتور به خوبی نمی تواند عمل کند، مگر اینکه سرعت پروازی بسیار بیشتر از سرعت صوت باشد.

راه غلبه بر این عیب نصب کمپرسوری مکانیکی در مجرای ورودی است.

به گونه ای که حتی در سرعت پروازی صفر هوا بتواند به درون موتور کشیده شود و سوخته شود آن گاه از طریق شیپوره انبساط یابد.

اما برای این کار به وجود توان برای گرداندن کمپرسور نیاز است.

اگر توربین به کمپرسور جفت شده باشد و بوسیله ی گازهای داغ گذرنده از اتاق احتراق بر سر راه خود به شیپوره ی خروجی گردانده شود رم جت به توربوجت تبدیل می شود.

نمایی از شماتیک موتور توربوجت موتورجت 4 .

4 F جنرال الکتریک با جریان پس سوز بوده که همه جریان هوا وارد کمپرسور 3 طبقه فشار ضعف می شود اما جریانی فرعی در یپرامون کمپرسور فشار قوی و سوخت پایش وجود دارد که جریان خنک کننده ناحیه بیرونی پس سوز را در پایین دست توربین ایجاد می کند.

موتور 4 .

4 F جانشین موتور 79 J جنرال الکتریک است که چندین سال استفاده می شد.

و همان رانش ( تقریبا 16000 یا KN 71 ) را داشت.

در مقایسه با 79 J وزن 4 .

4 F نصف و نسبت فشار آن دوبرابر ( 1 : 25 ) است.

سیر ترمودینامیکی سیال را درون توربوجت بر روی نمودار آنتالپی – آنتروپی یا دما – آنتروپی می توان نمایش داد.

برای درک بهتر فرایندهای کلی بهتر است نخست مدل بسیار ساده ای را بررسی کرده به این سبب فرض می شود که همه اجزا به جز سوخت پاش ها، برگشت پذیر و بی در رو هستند یعنی سوخت پاش ها را با گرم کن های بی اصطکاکی می توان جایگزین کرد و از سرعت ایستگاه ها چشم پوشید.

نمودار T-S برای چنین موتوری برای موتورهای پس سوز و بدون پس سوز با این فرض که سال کار دهنده گاز کامل است، که در زیر رسم شده است : با استفاده از این واقعیت که فرایندهای تراکم و انبساط در موتور توبوجت بسیار نزدیک به فرایند بی در رو هستند و با تعریف بازدهی بی در رو برای اجزا بصورت زیر عملکرد موتور را بصورت واقع بینانه ای می توان براورد کرد.

برای پخش کن ورودی بازده ی سی در رو را بصورت نسبت تغییر آنتالپی ایده آل به واقعی در حین فرایند پخش می توان تعریف کرد : برای موتورهایی که خوب طراحی شده اند معمولا بازده ها در گستره های زیر هستند : به عدد راخ پرواز کاملا بستگی دارد 9/0 > > 7/0 95/0 > > 9/0 9/0 > > 85/0 99/0 > > 97/0 98/0 > > 95/0 در این تعریف ها از مقدارهای سکون آنتالپی استفاده شده است.

معمولا در آزمون های تجربی اندازه گیری مقدارهای فشار و دمای سکون بسیار ساده تر از مقدارهای استاتیکی در جریان سیال است.

از آنجا که مقدار سکون شامل جمله های انرژی جنبشی هستند از نظر تحلیل مناسب ترند.