Τεχνολογία Αεριοστροβίλων «Κύκλοι Αεριοστροβίλων Αεροπορικής Πρόωσης»

Transcript

1 ΠΑΝΕΠΙΣΤΗΜΙΟ ΔΥΤΙΚΗΣ ΜΑΚΕΔΟΝΙΑΣ ΠΟΛΥΤΕΧΝΙΚΗ ΣΧΟΛΗ ΤΜΗΜΑ ΜΗΧΑΝΟΛΟΓΩΝ ΜΗΧΑΝΙΚΩΝ Τεχνολογία Αεριοστροβίλων «Κύκλοι Αεριοστροβίλων Αεροπορικής Πρόωσης» Διδάσκων: Δρ Βαφειάδης Κυριάκος 10o Εξάμηνο Ακαδημαϊκό έτος

2 Κριτήρια Λειτουργίας Αεροπορικών Αεριοστροβίλων Δίνεται το σχηματικό διάγραμμα του προωθητικού αγωγού του σχήματος. Ατμοσφαιρική πίεση P a Σταθερή παροχή μάζας m (αμελητέα παροχή μάζας καυσίμου) Η δύναμη ώσης εξαιτίας της μεταβολής της ορμής είναι: : είναι η μέγιστη ώση ορμής : είναι η δύναμη αντίστασης ορμής της εισαγωγής Αν τα καυσαέρια δεν εκτονώνονται πλήρως στην ατμοσφαιρική πίεση στο ακροφύσιο εξαγωγής, η πίεση στο επίπεδο εξόδου είναι μεγαλύτερη από τη P a. Υπάρχει λοιπόν μια επιπλέον δύναμη ώσης λόγω διαφοράς πίεσης που ασκείται στην επιφάνεια εξόδου και είναι ίση με Η ωφέλιμη δύναμη ώσης είναι το άθροισμα της ώσης ορμής και της ώσης πίεσης:

3 Κριτήρια Λειτουργίας Όταν το αεροσκάφος ακολουθεί οριζόντια πτήση με σταθερή ταχύτητα C a, η δύναμη ώσης είναι ίση και αντίθετη με τη δύναμη αντίστασης (οπισθέλκουσας) του αεροσκάφους που αντιστοιχεί στην ταχύτητα αυτή. Έστω ότι υπάρχει πλήρης εκτόνωση στο ακροφύσιο εξαγωγής, οπότε: Ένας κινητήρας μπορεί να σχεδιαστεί να παράγει την απαιτούμενη δύναμη ώσης: με το να παράγει μια δέσμη ρευστού υψηλής ταχύτητας και μικρής παροχής μάζας ή μια δέσμη χαμηλής ταχύτητας και μεγάλης παροχής μάζας. Ποιος είναι ο πιο αποτελεσματικός συνδυασμός αυτών των δυο παραμέτρων?

4 Κριτήρια Λειτουργίας Βαθμός απόδοσης πρόωσης (ή βαθμός απόδοσης Froude): Ορίζεται ως ο λόγος της ωφέλιμης προωθητικής ενέργειας ή ισχύος ώσης προς το άθροισμα της ενέργειας αυτής και της αχρησιμοποίητης κινητικής ενέργειας του jet. Δεν αποτελεί έναν συνολικό βαθμό απόδοσης του κινητήρα γιατί αγνοεί την ανεκμετάλλευτη ενθαλπία του jet. Από την σχέση και την σχέση του βαθμού απόδοσης φαίνεται ότι: 1. Η δύναμη ώσης F μεγιστοποιείται όταν C a =0, π.χ. σε στατικές συνθήκες αλλά τότε ο η p μηδενίζεται. 2. Ο βαθμός απόδοσης η p μεγιστοποιείται όταν C j /C a =1 αλλά τότε η δύναμη ώσης είναι ίση με μηδέν. Συμπεραίνεται ότι αν και η ταχύτητα C j πρέπει να είναι μεγαλύτερη από την C a η διαφορά δε θα πρέπει να είναι πολύ μεγάλη

5 Κριτήρια Λειτουργίας Τύποι μονάδων προώθησης. Παρουσιάζονται με σειρά μειούμενης παροχής μάζας και αυξανόμενης ταχύτητας του jet. Η επιλογή του κινητήρα για συγκεκριμένο αεροσκάφος γίνεται μόνο αν είναι γνωστές οι προδιαγραφές του αεροσκάφους (ταχύτητα πτήσης, επιθυμητή εμβέλεια και μέγιστος ρυθμός αναρρίχησης) Σημαντική παράμετρος είναι επίσης το υψόμετρο, που επηρεάζει την πυκνότητα του αέρα. Δύναμη ώσης και κατανάλωση μεταβάλλονται με την ταχύτητα πτήσης και το υψόμετρο.

6 Κριτήρια Λειτουργίας Περιοχές της πτήσης που είναι κατάλληλες για τις κατηγορίες κινητήρων που χρησιμοποιούνται σε αεροσκάφη πολιτικής αεροπορίας.

7 Κριτήρια Λειτουργίας Ο ρυθμός παρεχόμενης ενέργειας με το καύσιμο είναι: Η ενέργεια αυτή μετατρέπεται σε χρήσιμη κινητική ενέργεια: και ανεκμετάλλευτη ενθαλπία στο jet: Βαθμός απόδοσης μετατροπής ενέργειας μέσα στη μηχανή: Ολικός βαθμός απόδοσης: λόγος του χρήσιμου έργου που παράγεται κατά την υπερνίκηση της οπισθέλκουσας δύναμης προς την ενέργεια που παρέχεται με το καύσιμο: Τελικά ισχύει: Σκοπός της παραπάνω ανάλυσης είναι να αποδειχθεί ότι ο βαθμός απόδοσης ενός κινητήρα αεροσκάφους είναι άρρηκτα συνδεδεμένος με την ταχύτητα του αεροσκάφους.

8 Κριτήρια Λειτουργίας Ειδική κατανάλωση καυσίμου: κατανάλωση καυσίμου ανά μονάδα δύναμης ώσης (kg/h N) Σχέση βαθμού απόδοσης και ειδικής κατανάλωσης: Για δεδομένο καύσιμο η θερμογόνος δύναμη είναι σταθερή, οπότε ο βαθμός απόδοσης είναι ανάλογος του λόγου C a /SFC. Ειδική δύναμη ώσης, F s : δύναμη ώσης ανά μονάδα παροχής μάζας αέρα (Ns/kg) Παρέχει ένδειξη του σχετικού μεγέθους του κινητήρα που παράγει την ίδια δύναμη ώσης γιατί οι διαστάσεις του κινητήρα καθορίζονται κυρίως από την παροχή μάζας του αέρα. Καθορίζει όχι μόνο το βάρος αλλά και την μετωπική επιφάνεια του κινητήρα και αντίστοιχη δύναμη αντίστασης. Σχέση μεταξύ ειδικής κατανάλωσης και ειδικής ώσης:

9 Κριτήρια Λειτουργίας Για τον υπολογισμό επιδόσεων σε υψόμετρο απαιτείται γνώση του τρόπου μεταβολής της πίεσης και της θερμοκρασίας περιβάλλοντος με το ύψος από την επιφάνεια της θάλασσας. Η μεταβολή εξαρτάται από την εποχή και το γεωγραφικό πλάτος, αλλά συνηθίζεται να χρησιμοποιείται μια μέση μεταβολή που είναι γνωστή σαν κανονική ατμόσφαιρα. Η διεθνής κανονική ατμόσφαιρα (International Standard Atmosphere - ISA) αναφέρεται σε μέσες τιμές σε μέσο γεωγραφικό πλάτος, αλλά συνηθίζεται να χρησιμοποιείται μια μέση μεταβολή με την τιμή της θερμοκρασίας να μειώνεται κατά περίπου 3.2 K ανά 500 m υψομέτρου μέχρι τα m και στη συνέχεια παραμένει σταθερή στους K μέχρι τα m. Πέρα από αυτό το ύψος η θερμοκρασία αρχίζει και πάλι να αυξάνεται με αργό ρυθμό. Από τη στιγμή που ορίζεται η θερμοκρασία, η τιμή της πίεσης καθορίζεται από τους νόμους της υδροστατικής.

10 Κριτήρια Λειτουργίας Πίνακας ISA

11 Κριτήρια Λειτουργίας Για αεροσκάφη υψηλής υποηχητικής και υπερηχητικής ταχύτητας είναι καταλληλότερο για την ταχύτητα του αεροσκάφους να χρησιμοποιείται ο αριθμός Mach παρά η ταχύτητα σε m/s, γιατί η οπισθέλκουσα δύναμη είναι συνάρτηση του αριθμού Mach. Για μια δεδομένη ταχύτητα σε m/s ο αριθμός Mach αυξάνεται με την αύξηση του υψομέτρου μέχρι τα m γιατί η θερμοκρασία μειώνεται. Μεταβολή του αριθμού Mach σαν συνάρτηση της C a στο επίπεδο της θάλασσας και στα m όπως προκύπτει από τα δεδομένα ISA.

12 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Θεωρητικός κύκλος απλού στροβιλοαντιδραστήρα Εισαγωγή Συμπιεστής Θάλαμος Καύσης Στρόβιλος Ακροφύσιο Ο στρόβιλος παράγει έργο ικανοποιητικό μόλις για την κίνηση του συμπιεστή. Το υπόλοιπο τμήμα της διεργασίας εκτόνωσης εκτελείται στο προωθητικό ακροφύσιο εξαγωγής. Λόγω της σημαντικής επίδρασης που έχει η ταχύτητα πτήσης, η εισαγωγή θα θεωρηθεί σαν ανεξάρτητο εξάρτημα και δεν μπορεί να θεωρηθεί σαν μέρος του συμπιεστή.

13 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Διατάξεις Εισαγωγής Κινητήρα Κρίσιμο μέρος της εγκατάστασης του κινητήρα ενός αεροσκάφους τόσο για την απόδοση όσο και για την ασφάλεια του αεροσκάφους. Κύρια απαίτηση: ελαχιστοποίηση των απωλειών πίεσης μέχρι την είσοδο του συμπιεστή και διατήρηση της ομοιόμορφης διανομής ταχύτητας και πίεσης σε όλες τις συνθήκες πτήσης. Ανομοιόμορφη ή διαταραγμένη ροή μπορεί να προκαλέσει ολική απώλεια στήριξης στον συμπιεστή (surge) που μπορεί να οδηγήσει σε σβήσιμο ή έντονες μηχανικές αστοχίες λόγω ταλαντώσεων των πτερυγίων. Ακόμη και σε πολύ καλά σχεδιασμένη εισαγωγή είναι δύσκολη η αποφυγή παραμόρφωσης της διανομής ταχύτητας κατά την εκτέλεση γρήγορων ελιγμών.

14 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Διατάξεις Εισαγωγής Κινητήρα Οι κινητήρες μπορεί να είναι εγκατεστημένοι με εντελώς διαφορετικό τρόπο και με διαφορετικά συστήματα εισαγωγής: στην άτρακτο σε pods που στηρίζονται στις πτέρυγες ή στο πίσω μέρος της ατράκτου να είναι ενσωματωμένα στις βάσεις των πτερυγίων Τα αεροσκάφη με τρεις κινητήρες απαιτούν μια διαφορετική διευθέτηση για τον κεντρικό κινητήρα από αυτές που τοποθετούνται στα πτερύγια ή στην ουρά. Ο σχεδιασμός της εισαγωγής αποτελεί έναν συμβιβασμό ανάμεσα σε αεροδυναμικές και κατασκευαστικές απαιτήσεις.

15 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Διατάξεις Εισαγωγής Κινητήρα Διάταξη εισαγωγής ευθύγραμμου σχήματος McDonnell Douglas DC-10

16 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Διατάξεις Εισαγωγής Κινητήρα Διάταξη εισαγωγής καμπυλωμένου σχήματος S Lockheed L-1011 TriStar

17 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Διατάξεις Εισαγωγής Κινητήρα Συμπιεστές σύγχρονου σχεδιασμού απαιτούν η ροή να εισέρχεται στην πρώτη βαθμίδα με αριθμό Mach (βασισμένο στην αξονική ταχύτητα). Υποηχητικά αεροσκάφη: Mach Υπερηχητικά αεροσκάφη: Mach Κατά την απογείωση, με μηδενική εμπρόσθια ταχύτητα, ο κινητήρας λειτουργεί σε συνθήκες μέγιστης ισχύος και παροχής μάζας αέρα => η εισαγωγή θα πρέπει να ικανοποιεί μια ευρεία περιοχή λειτουργικών συνθηκών. Ο σχεδιασμός της εισαγωγής απαιτεί στενή συνεργασία μεταξύ των σχεδιαστών του αεροσκάφους και των σχεδιαστών της μηχανής.

18 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Lockheed SR-71 Blackbird Προωθητικό σύστημα: 2 Pratt & Whitney J58-1 continuous-bleed afterburning turbojets, 34,000 lbf (151 kn) έκαστος Μέγιστη ταχύτητα: Mach 3.3 (2,200+ mph, 3,540+ km/h, 1,910+ knots) στα 80,000 ft (24,000 m) Εμβέλεια: 2,900 nmi (5,400 km) Εμβέλεια μεταφοράς : 3,200 nmi (5,925 km) Μέγιστο ύψος: 85,000 ft (25,900 m) Ρυθμός αναρρίχησης: ft/m (60 m/s) Φόρτωση φτερών: 84 lb/ft² (410 kg/m²) Ώση/βάρος: 0.44

19 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Panavia Tornado Προωθητικό σύστημα : 2 Turbo-Union RB199-34R Mk 103 afterburning turbofans Ώση: 43.8 kn (9,850 lbf) έκαστος Ώση με μετάκαυση: 76.8 kn (17,270 lbf) έκαστος Μέγιστη ταχύτητα: Mach 2.2 (2,400 km/h, 1,490 mph) at 9,000 m (30,000 ft) altitude; 800 knots, 1,482 km/h, 921 mph indicated airspeed near sea level Εμβέλεια: 1,390 km (870 mi) για τυπική αποστολή μάχης Εμβέλεια μεταφοράς : 3,890 km (2,417 mi) with four external drop tanks Μέγιστο ύψος: 15,240 m (50,000 ft) Ρυθμός αναρρίχησης: 76.7 m/s (15,100 ft/min) Ώση/βάρος: 0.77

20 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Διατάξεις Εισαγωγής Κινητήρα Διάφορες μέθοδοι υπολογισμού κύκλων που λαμβάνουν υπόψη τις τριβές στην εισαγωγή μπορούν να αναπτυχθούν θεωρώντας την εισαγωγή σαν αδιαβατικό αγωγό. Χωρίς μεταφορά θερμότητας ή εναλλαγή έργου, η ολική θερμοκρασία παραμένει σταθερή ενώ λαμβάνει χώρα απώλεια ολικής πίεσης εξαιτίας της τριβής και των κρουστικών κυμάτων σε υπερηχητικές ταχύτητες πτήσης. Κάτω από στατικές συνθήκες ή σε πολύ χαμηλές εμπρόσθιες ταχύτητες, η εισαγωγή δρα σαν ένα ακροφύσιο όπου ο αέρας επιταχύνεται από μηδενική ή από μια χαμηλή ταχύτητα C a σε ταχύτητα C 1 στην είσοδο του συμπιεστή. Αντίθετα, σε κανονικές εμπρόσθιες ταχύτητες η εισαγωγή λειτουργεί σαν ένας διαχύτης που επιβραδύνει τον αέρα από C a στην ταχύτητα C 1 και η στατική πίεση αυξάνεται από P a σε P 1.

21 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Διατάξεις Εισαγωγής Κινητήρα Η διαφορά (Po 1 -P a ) ονομάζεται πίεση ram (πολύ σημαντική για υπολογισμούς κύκλων). Σε υπερηχητικές ταχύτητες αυτή η αύξηση πίεσης αποτελείται από ένα τμήμα που οφείλεται σε ένα σύστημα κρουστικών κυμάτων και ένα ακόλουθο τμήμα που οφείλεται σε υποηχητική διάχυση στο υπόλοιπο τμήμα του αγωγού. Ο βαθμός απόδοσης της εισαγωγής μπορεί να εκφραστεί με ποικίλους τρόπους αλλά οι δυο πιο συνηθισμένοι είναι ο ισεντροπικός βαθμός απόδοσης η i (βάσει των θερμοκρασιακών διαφορών) και ο βαθμός απόδοσης ram η r (βάσει διαφορών πίεσης).

22 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Διατάξεις Εισαγωγής Κινητήρα Βάσει του σχήματος ισχύουν: όπου T o 1 είναι η θερμοκρασία που θα είχε επιτευχθεί μετά από μια ισεντροπική ram συμπίεση στην πίεση Po 1. T o 1 και To 1 συσχετίζονται με τη σχέση: από όπου προκύπτει: Ο ισεντροπικός β.α. μπορεί να θεωρηθεί ως το ποσοστό της δυναμικής θερμοκρασίας εισόδου που διατίθεται για ισεντροπική συμπίεση στην εισαγωγή. Λόγος πίεσης εισαγωγής: Αριθμός Mach: οπότε Επίσης:

23 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Διατάξεις Εισαγωγής Κινητήρα Βαθμός απόδοσης ram: Οι δυο βαθμοί απόδοσης είναι σχεδόν ίσοι μεταξύ τους και ο ένας μπορεί να πάρει τη θέση του άλλου. Ο βαθμός απόδοσης ram μπορεί να μετρηθεί ευκολότερα πειραματικά αλλά η χρήση του δεν παρουσιάζει ιδιαίτερα επιπλέον πλεονεκτήματα έναντι του ισεντροπικού. Για υποηχητικές διατάξεις και οι δυο είναι ανεξάρτητοι από τον αριθμό Mach στην είσοδο μέχρι μια τιμή ~0.80. Παρουσιάζουν το μειονέκτημα ότι παρέχουν μηδενικές απώλειες ολικής πίεσης για στατικές συνθήκες (μηδενική C a ) διότι Po 1 /P a =1 και P a =Po a.

24 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Διατάξεις Εισαγωγής Κινητήρα Ο βαθμός απόδοσης της εισαγωγής εξαρτάται από τη θέση του κινητήρα στο αεροσκάφος (π.χ. πτέρυγα, pod ή άτρακτος) αλλά για υποηχητικά αεροσκάφη χρήση μιας τιμής ~0.93 είναι τυπική. Για υπερηχητικές διατάξεις εισαγωγής ο ισεντροπικός βαθμός απόδοσης είναι μικρότερος και μειώνεται με αύξηση του Mach στην είσοδο. Πρακτικά κανένας από τους δυο βαθμοί απόδοσης δε χρησιμοποιούνται για υπερηχητικές συνθήκες και είναι πιο σύνηθες να αναφέρονται τιμές λόγου ολικής πίεσης Po 1 /Po a (συντελεστής ανάκτησης πίεσης) συναρτήσει του αριθμού Mach. Γνωρίζοντας τον συντελεστή ανάκτησης πίεσης, υπολογίζεται ο λόγος πίεσης Po 1 /P a : όπου

25 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Διατάξεις Εισαγωγής Κινητήρα Εμπειρικός κανόνας του Αμερικάνικου Υπουργείου Άμυνας για τον συντελεστή ανάκτησης πίεσης και που σχετίζεται με το σύστημα κρουστικών κυμάτων: ισχύει για αριθμούς Mach μεταξύ 1 και 5. Για τον υπολογισμό του συνολικού συντελεστή ανάκτησης πίεσης, ο παραπάνω λόγος πολλαπλασιάζεται με τον συντελεστή ανάκτησης πίεσης του υποηχητικού τμήματος της εισαγωγής.

26 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Προωθητικά ακροφύσια Το εξάρτημα στο οποίο το εργαζόμενο μέσο εκτονώνεται για να παράγει ένα jet υψηλής ταχύτητας. Στροβιλοαντιδραστήρας: απλό ακροφύσιο Εισαγωγή Συμπιεστής Θάλαμος Καύσης Στρόβιλος Ακροφύσιο Στροβιλοανεμιστήρας: μπορεί να υπάρχουν δυο ξεχωριστά ακροφύσια, ένα για το θερμό και ένα για το ψυχρό ρεύμα ή μπορεί η δυο ροές να αναμιχθούν και να απομακρυνθούν μέσα από ένα απλό ακροφύσιο

27 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Προωθητικά ακροφύσια Κατά τη μετάβαση από τη δακτυλιοειδή επιφάνεια ροής στον κυκλικό αγωγό jet υπάρχει μια αύξηση της επιφάνειας για μείωση της ταχύτητας και συνεπώς οι απώλειες λόγω τριβής στον αγωγό jet. Όταν απαιτείται αύξηση της δύναμης ώσης χρησιμοποιείται μετακαυστήρας (afterburner) που ενσωματώνεται μέσα στον αγωγό jet. Καύσιμο της μετάκαυσης Διαχύτης Αγωγός jet Ακροφύσιο

28 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Προωθητικά ακροφύσια Συγκλίνον ή συγκλίνον/αποκλίνον ακροφύσιο? Ακόμη και σε μέσες τιμές του λόγου συμπίεσης, ο λόγος Po 4 /P a θα είναι μεγαλύτερος από τον κρίσιμο λόγο πίεσης για τουλάχιστο ένα μέρος του λειτουργικού εύρους της ταχύτητας πρόωσης και του υψόμετρου. Για ισεντροπική ροή και με γ=1.333: Ζητούμενο είναι η μεγιστοποίηση της ώσης και όχι της ταχύτητας του jet. Για ισεντροπική εκτόνωση η δύναμη ώσης που παράγεται μεγιστοποιείται όταν η εκτόνωση στο ακροφύσιο είναι πλήρης: η ώση πίεσης A 5 (P 5 -P a ) δεν αναπληρώνει πλήρως την απώλεια ορμής λόγω χαμηλότερης ταχύτητας του jet. (πλεονεκτεί το συγκλίνον-αποκλίνον). Το παραπάνω δεν επιτυγχάνεται πρακτικά γιατί αν ληφθεί υπόψη η τριβή δε θα αναπτυχθεί η θεωρητική ταχύτητα του jet. Χρήση συγκλίνοντος-αποκλίνοντος ακροφυσίου αυξάνει σημαντικά το βάρος του κινητήρα, το μήκος και τη διάμετρο => αύξηση βάρους αεροσκάφους & προβλήματα εγκατάστασης του κινητήρα. Για Po 4 /P a 3 η δύναμη ώσης που παράγεται από ένα συγκλίνον ακροφύσιο είναι τόσο μεγάλη όσο από ένα συγκλίνον-αποκλίνον ακροφύσιο ακόμη και αν αυτό έχει σχεδιαστεί με λόγο επιφάνειας λαιμού/εξόδου που αντιστοιχεί στο λόγο πίεσης.

29 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Προωθητικά ακροφύσια Απλό ή συγκλίνον ακροφύσιο? Σε λόγους συμπίεσης λειτουργίας μικρότερους της τιμής σχεδιασμού, ένα συγκλίνοναποκλίνον ακροφύσιο με σταθερές αναλογίες θα ήταν λιγότερο αποδοτικό λόγω των απωλειών που εμφανίζονται από τον σχηματισμό κρουστικών κυμάτων στο αποκλίνον τμήμα. Για όλα τα παραπάνω οι αεροπορικοί αεροστρόβιλοι χρησιμοποιούν συνήθως συγκλίνοντα προωθητικά ακροφύσια.

30 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Προωθητικά ακροφύσια Μερικά από τα πλεονεκτήματα του απλού τύπου ακροφυσίου είναι: 1. Μεταβλητή επιφάνεια που είναι σημαντική όταν συμπεριλαμβάνεται μετακαυστήρας (σχ.a). 2. Αντιστροφή δύναμης ώσης για μείωση απαιτούμενου μήκους διαδρόμου προσγείωσης. 3. Μείωση θορύβου. Ο θόρυβος παράγεται κυρίως από την ανάμειξη του θερμού jet με τον ψυχρό ατμοσφαιρικό αέρα. => μείωση θορύβου με επιτάχυνση της διαδικασίας ανάμιξης: αυξάνοντας το εμβαδό της επιφάνειας του jet (σχ.b).

31 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Ένα αεροσκάφος F/A-18 Hornet του Αμερικανικού Στρατού απογειώνεται με χρήση μετάκαυσης Πηγή: United States Navy, Mass Communications Specialist 2nd Class Michael D. Cole - Navy NewsStand Photo ID: N-2838C- 004Navy NewsStand Home

32 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Προωθητικά ακροφύσια Πότε χρησιμοποιούνται συγκλίνοντα-αποκλίνοντα ακροφύσια? Σε υψηλές υπερηχητικές ταχύτητες η μεγάλη αύξηση της πίεσης ram στην εισαγωγή οδηγεί σε έναν μεγάλο λόγο πίεσης στο ακροφύσιο. Τότε η τιμή του Po 4 /Pa είναι πολλές φορές μεγαλύτερη από τον κρίσιμο λόγο πίεσης (ακόμη και μεταξύ για Mach 2-3) Απαραίτητη η χρήση συγκλίνοντος/αποκλίνοντος ακροφυσίου με μεταβλητή επιφάνεια λαιμού/εξόδου για αποφυγή απωλειών λόγω κρουστικών κυμάτων για όσο το δυνατό μεγαλύτερο τμήμα του εύρους λειτουργίας. Περιορισμοί σχεδιασμού: Διάμετρος εξόδου στα όρια της συνολικής διαμέτρου της μηχανής, διαφορετικά η επιπρόσθετη δύναμη ώσης χάνεται από την αυξανόμενη εξωτερική δύναμη αντίστασης. Περικλειόμενη γωνία απόκλισης <30 γιατί η απώλεια της δύναμης ώσης που συνδέεται με τη μη αξονικότητα του jet αυξάνει απότομα σε μεγαλύτερες γωνίες.

33 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Προωθητικά ακροφύσια Η σχεδίαση του συγκλίνοντος-αποκλίνοντος ακροφυσίου είναι ιδιαίτερα κρίσιμη σε υπερηχητικά μεταφορικά αεροσκάφη (όπως ήταν το Concorde) που πετούν με υπερηχητική ταχύτητα για σχετικά μεγάλες χρονικές περιόδους. Η εμβέλεια και το φορτίο (payload) εξαρτώνται σε μεγάλο βαθμό από την συνολική απόδοση και λειτουργία του συστήματος πρόωσης έτσι ώστε να είναι απαραίτητη η χρησιμοποίηση μιας συνεχώς μεταβαλλόμενης εισαγωγής και ενός ακροφυσίου εξαγωγής με δυνατότητα συνεχούς μεταβολής των επιφανειών λαιμού/εξόδου. Τα στρατιωτικά αεροσκάφη συνήθως κινούνται υποηχητικά και έχουν δυνατότητα υπερηχητικής λειτουργίας μόνο για μικρά χρονικά διαστήματα. Σε αυτή την περίπτωση η κατανάλωση καυσίμου δεν αποτελεί κρίσιμη παράμετρο.

34 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Προωθητικά ακροφύσια A: Απογείωση Β: Υπερηχητική πτήση C: Αντιστροφή ώσης

35 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Ανάλυση συγκλινόντων προωθητικών ακροφυσίων Δυο προσεγγίσεις ανάλυσης που λαμβάνουν υπόψη τις απώλειες: Προσέγγιση βάσει του ισεντροπικού βαθμού απόδοσης Προσέγγιση βάσει του συντελεστή ειδικής ώσης K F K F : ο λόγος της πραγματικής ειδικής συνολικής δύναμης ώσης προς αυτή που θα προέκυπτε σε περίπτωση ισεντροπικής ροής. Όταν η εκτόνωση ολοκληρώνεται μέσα στο ακροφύσιο, γίνεται απλά ο λόγος της πραγματικής προς την ισεντροπική ταχύτητα του jet που είναι ο συντελεστής ταχύτητας του jet και χρησιμοποιείται από σχεδιαστές ατμοστροβίλων. Είναι εύκολο να δειχθεί ότι: Αν και ο συντελεστής K F είναι ευκολότερο να μετρηθεί σε πειραματικές διατάξεις δεν είναι τόσο χρήσιμος για τον σκοπό υπολογισμών κύκλων όσο ο ισεντροπικός βαθμός απόδοσης.

36 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Ανάλυση συγκλινόντων προωθητικών ακροφυσίων Απώλειες ακροφυσίου για στραγγαλισμένες (choked) και μη στραγγαλισμένες (unchoked) ροές.

37 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Ανάλυση συγκλινόντων προωθητικών ακροφυσίων Ισεντροπικός βαθμός απόδοσης: Για δεδομένες συνθήκες εισόδου και ισεντροπικό βαθμό απόδοσης: είναι η θερμοκρασιακή διαφορά που ισοδυναμεί με την ενέργεια ανά μονάδα μάζας της ταχύτητας του jet γιατί To 5 =To 4. Για λόγους συμπίεσης μέχρι την κρίσιμη τιμή η P 5 τίθεται ίση με P a στην παραπάνω σχέση και η ώση πίεσης είναι μηδενική. Πάνω από τον κρίσιμο λόγο πίεσης το ακροφύσιο στραγγαλίζει τη ροή και λειτουργεί με τη μέγιστη δυνατή παροχή μάζας: Η πίεση P 5 παραμένει ίση με την κρίσιμη Η ταχύτητα C 5 διατηρεί ηχητική τιμή: Πώς η κρίσιμη πίεση μπορεί να υπολογιστεί για μη ισεντροπικές συνθήκες??

38 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Ανάλυση συγκλινόντων προωθητικών ακροφυσίων Ο κρίσιμος λόγος πίεσης Po 4 /P c είναι ο λόγος πίεσης Po 4 /P 5 που δίνει Μ 5 =1. Αν θεωρηθεί ο αντίστοιχος λόγος θερμοκρασιών To 4 /T c τότε αυτό είναι ο ίδιος και για ισεντροπική και για μη αντιστρεπτή αδιαβατική ροή. Αυτό προκύπτει από το γεγονός ότι To 4 =To 5 σε όλες τις περιπτώσεις αδιαβατικής ροής χωρίς εναλλαγή έργου, οπότε: Θέτοντας Μ 5 =1, προκύπτει: Από την οποία παρέχεται η σχέση της T c. Το Σχήμα μας παρέχει για μια τιμή του η j τη θερμοκρασία T c, η οποία επιτυγχάνεται μετά από μια ισεντροπική εκτόνωση στην πραγματική κρίσιμη πίεση P c.

39 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Ανάλυση συγκλινόντων προωθητικών ακροφυσίων Η κρίσιμη πίεση P c δίνεται από τη σχέση: Με αντικατάσταση της τιμής T c /To 4 από την εξίσωση προκύπτει ο κρίσιμος λόγος πίεσης στη μορφή: Η μέθοδος δίνει αποτελέσματα για τον κρίσιμο λόγο πίεσης που είναι σύμφωνα με αυτά λεπτομερούς ανάλυσης που χρησιμοποιεί την εξίσωση ορμής. Δείχνει ότι η επίδραση της τριβής είναι η αύξηση της πτώσης πίεσης που απαιτείται για την επίτευξη ενός αριθμού Mach ίσου με την μονάδα.

40 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Ανάλυση συγκλινόντων προωθητικών ακροφυσίων Για τον υπολογισμό της ώσης πίεσης A 5 (P c -P a ) χρειάζεται η επιφάνεια εξόδου. Για δεδομένη παροχή μάζας m αυτή δίνεται από τη σχέση: Η τιμή αυτή αποτελεί προσέγγιση της επιφάνειας εξόδου μιας και η πραγματική τιμή θα πρέπει να είναι προσαυξημένη κατά ένα ποσοστό ώστε να λαμβάνεται υπόψη το πάχος του οριακού στρώματος της πραγματικής ροής. Για κωνικά ακροφύσια έρευνα έδειξε ότι η συνθήκη M=1 επιτυγχάνεται μόλις κατάντη από το επίπεδο εξόδου όταν η ροή είναι μη αντιστρεπτή. Πρακτικά η επιφάνεια εξόδου που απαιτείται για να παρέχει τις απαιτούμενες συνθήκες λειτουργίας του κινητήρα βρίσκεται μέσω δοκιμής και επαλήθευσης κατά τη διάρκεια δοκιμών κατά την ανάπτυξη του ακροφυσίου.

41 Βαθμός Απόδοσης Εισαγωγής και Προωθητικού Ακροφυσίου Ανάλυση συγκλινόντων προωθητικών ακροφυσίων Οι κινητήρες του ίδιου τύπου απαιτούν ελαφρά διαφορετικές επιφάνειες εξόδου εξαιτίας της συνολικής επίδρασης των διαφόρων ανοχών και των μικρών μεταβολών στον βαθμό απόδοσης των διαφόρων εξαρτημάτων. Μικρές μεταβολές στην επιφάνεια ακροφυσίου μπορεί να πραγματοποιηθούν με χρήση κατάλληλων κατασκευαστικών τροποποιήσεων που χρησιμοποιούνται για να κλείσουν ένα τμήμα της επιφάνειας του ακροφυσίου. Η τιμή του η j εξαρτάται από μια μεγάλη σειρά παραγόντων, όπως το μήκος του αγωγού jet και από το αν συμπεριλαμβάνονται τα διάφορα βοηθητικά χαρακτηριστικά που αναφέρθηκαν παραπάνω, γιατί αναπόφευκτα εισάγουν επιπρόσθετες απώλειες τριβής. Άλλος παράγοντας είναι το ποσό της περιστροφικής κίνησης (swirl) στα αέρια που απομακρύνονται από τον στρόβιλο η οποία πρέπει να είναι όσο το δυνατό μικρότερη. Μια τυπική τιμή του ισεντροπικού βαθμού απόδοσης είναι 0.95.

42 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) ΕΙΣΑΓΩΓΗ ΣΥΜΠΙΕΣΗ ΚΑΥΣΗ ΕΞΟΔΟΣ ΚΑΥΣΑΕΡΙΩΝ Είσοδος Αέρα Θάλαμοι Καύσης Ψυχρό Τμήμα Στρόβιλος Θερμό Τμήμα

43 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Πραγματικός κύκλος στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) με απώλειες Πραγματικός κύκλος Ιδεατός κύκλος Turbojet

44 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Παράδειγμα Να υπολογιστεί η ειδική δύναμη ώσης και η ειδική κατανάλωση καυσίμου (SFC) σε έναν απλό στροβιλοαντιδραστήρα, που έχει τα ακόλουθα λειτουργικά χαρακτηριστικά εξαρτημάτων στο σημείο σχεδιασμού όπου η ταχύτητα πτήσης και το υψόμετρο είναι Μ=0.8 και m αντίστοιχα. Λόγος συμπίεσης συμπιεστή 8.0 Θερμοκρασία εισαγωγής στο στρόβιλο 1200K Ισεντροπικοί βαθμοί απόδοσης: Συμπιεστή η c 0.87 Στρόβιλου η t 0.90 Εισαγωγής η i 0.93 Προωθητικού ακροφυσίου η j 0.95 Μηχανικός βαθμός απόδοσης η m 0.99 Βαθμός απόδοσης καύσης η b 0.98 Απώλειες πίεσης θαλάμου καύσης Δp b 4% πίεσης εξόδου συμπιεστή

45 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοαντιδραστήρα Οι σχεδιαστές κινητήρων turbojet έχουν στη διάθεσή τους δυο θερμοδυναμικές παραμέτρους: α) τη θερμοκρασία εισόδου στον στρόβιλο και β) τον λόγο συμπίεσης του συμπιεστή Εκτελούνται μια σειρά υπολογισμών στο σημείο σχεδιασμού που να καλύπτουν ένα κατάλληλο εύρος αυτών των δυο παραμέτρων, χρησιμοποιώντας σταθερές τιμές του πολυτροπικού βαθμού απόδοσης για τον συμπιεστή και τον στρόβιλο. Στην συνέχεια παριστάνεται γραφικά η ειδική κατανάλωση καυσίμου σαν συνάρτηση της ειδικής δύναμης ώσης με παραμέτρους των καμπυλών τη θερμοκρασία εισόδου στον στρόβιλο To 3 και τον λόγο πίεσης r c στον συμπιεστή. Αυτοί οι υπολογισμοί μπορεί να διεξαχθούν για μια σειρά κατάλληλων συνθηκών πτήσης που χαρακτηρίζονται από την ταχύτητα πρόωσης και το υψόμετρο. Τυπικά αποτελέσματα που ισχύουν για μια συνθήκη υποηχητικής πορείας παρουσιάζονται στο ακόλουθο σχήμα.

46 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοαντιδραστήρα Τυπικές χαρακτηριστικές κύκλου στροβιλοαντιδραστήρα Η ειδική δύναμη ώσης εξαρτάται έντονα από τη τιμή της To 3 και η χρήση όσο το δυνατό μεγαλύτερης θερμοκρασίας είναι επιθυμητή για τη διατήρηση του μεγέθους κινητήρα όσο μικρότερο γίνεται για δεδομένη δύναμη ώσης.

47 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοαντιδραστήρα Τυπικές χαρακτηριστικές κύκλου στροβιλοαντιδραστήρα Για σταθερό λόγο συμπίεσης αύξηση της To 3 προκαλεί κάποια αύξηση στην ειδική κατανάλωση καυσίμου. Το γεγονός αυτό είναι αντίθετο με την επίδραση της To 3 στα λειτουργικά χαρακτηριστικά κύκλων παραγωγής ισχύος σε άτρακτο, όπου αύξηση της To βελτιώνει και την ειδική ισχύ και την ειδική κατανάλωση καυσίμου.

48 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοαντιδραστήρα Τυπικές χαρακτηριστικές κύκλου στροβιλοαντιδραστήρα Η επίδραση αύξησης του λόγου συμπίεσης r c, είναι καθαρά στη μείωση της ειδικής κατανάλωσης καυσίμου. Για σταθερή τιμή της To 3, αύξηση του λόγου συμπίεσης αρχικά οδηγεί σε αύξηση της ειδικής δύναμης ώσης αλλά τελικά οδηγεί σε μια μείωση. Ο βέλτιστος λόγος συμπίεσης για μέγιστη ειδική ώση αυξάνει με αύξηση της To3. Προφανώς, η επίδραση του λόγου συμπίεσης ακολουθούν τις ίδιες τάσεις που παρατηρήθηκαν για κύκλους παραγωγής ισχύος σε άτρακτο.

49 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοαντιδραστήρα Τυπικές χαρακτηριστικές κύκλου στροβιλοαντιδραστήρα Το σχήμα ισχύει για μια συγκεκριμένη συνθήκη υποηχητικής πτήσης. Αν επαναληφθούν οι υπολογισμοί για μεγαλύτερη ταχύτητα πτήσης στο ίδιο υψόμετρο, τότε για δεδομένες τιμές r c και To 3, η ειδική κατανάλωση γενικά αυξάνεται ενώ η ειδική ώση μειώνεται.

50 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοαντιδραστήρα Αυτά τα αποτελέσματα οφείλονται στον συνδυασμό μιας αύξησης στην αντίσταση ορμής στην είσοδο και σε μια αύξηση του έργου του συμπιεστή που προκύπτει σαν συνέπεια της αύξησης της θερμοκρασίας εισόδου. Αντίστοιχες καμπύλες για διαφορετικά υψόμετρα δείχνουν μια αύξηση στην ειδική ώση και μια μείωση στην ειδική κατανάλωση καυσίμου με την αύξηση του υψομέτρου, λόγω της πτώσης της θερμοκρασίας και την μείωση του έργου του συμπιεστή. Η πιο αξιοσημείωτη επίδραση της αύξησης της ταχύτητας πτήσης είναι η μείωση του βέλτιστου λόγου συμπίεσης για μέγιστη ειδική ώση. Αυτό είναι συνέπεια της μεγαλύτερης συμπίεσης ram στην εισαγωγή. Η υψηλότερη θερμοκρασία στην είσοδο του συμπιεστή και η ανάγκη για μεγαλύτερη ταχύτητα jet, καθιστούν επιθυμητή τη χρήση μιας υψηλής θερμοκρασίας εισόδου στον στρόβιλο και όντως καθοριστική για την οικονομική λειτουργία του υπερηχητικού αεροσκάφους.

51 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοαντιδραστήρα Η θερμοδυναμική βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοαντιδραστήρα δεν είναι ανεξάρτητη από μηχανικά και κατασκευαστικά θέματα σχεδιασμού και η επιλογή των παραμέτρων του κύκλου εξαρτάται πολύ από τον τύπο του αεροσκάφους. Υψηλές θερμοκρασίες στον στρόβιλο είναι θερμοδυναμικά επιθυμητές αλλά σημαίνουν τη χρήση ακριβών μεταλλικών κραμάτων και ψυχόμενων πτερυγίων στροβίλου που οδηγούν σε αύξηση της πολυπλοκότητας και του κόστους ή στην αποδοχή μιας μείωσης στη διάρκεια ζωής της μηχανής. Τα θερμοδυναμικά οφέλη από την αύξηση του λόγου συμπίεσης πρέπει να αξιολογηθούν υπό το πρίσμα του αυξημένου βάρους, πολυπλοκότητας και κόστους εξαιτίας της ανάγκης για περισσότερες βαθμίδες στον συμπιεστή και τον στρόβιλο και ίσως την ανάγκη μιας διευθέτησης πολλαπλών στροφείων (multi-spool). Το επόμενο σχήμα παρουσιάζει τη σχέση ανάμεσα σε λειτουργικά και σχεδιαστικά χαρακτηριστικά.

52 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοαντιδραστήρα Επίδραση λειτουργικών και σχεδιαστικών χαρακτηριστικών Π.χ. ένα μικρό business jet ή εκπαιδευτικό αεροσκάφος απαιτεί έναν μικρό αξιόπιστο κινητήρα χαμηλού κόστους. Σε αυτή τη περίπτωση, η ειδική κατανάλωση καυσίμου δεν είναι κρίσιμο μέγεθος εξαιτίας της μικρής συνολικής διάρκειας εκτελούμενων πτήσεων και κινητήρες τύπου στροβιλοαντιδραστήρα με χαμηλούς λόγους συμπίεσης και μέτριες θερμοκρασίες εισόδου στον στρόβιλο ήταν ικανοποιητικές για τα πρώτα αεροσκάφη.

53 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Μεταβολή δύναμης ώσης και ειδικής κατανάλωσης καυσίμου με τις συνθήκες πτήσης για δεδομένο κινητήρα Σε διαφορετικές συνθήκες πτήσης μεταβάλλονται και η δύναμη ώσης και η ειδική κατανάλωση καυσίμου (SFC), εξαιτίας της μεταβολής της παροχής μάζας αέρα με την πυκνότητα και την μεταβολή της δύναμης αντίστασης ορμής με την ταχύτητα πτήσης. Ακόμη και αν ο κινητήρας λειτουργεί σε σταθερή περιστροφική ταχύτητα, ο λόγος συμπίεσης στον συμπιεστή και η θερμοκρασία εισόδου στον στρόβιλο μεταβάλλονται ανάλογα με τις συνθήκες εισαγωγής. Τυπικές μεταβολές της δύναμης ώσης και της SFC με μεταβολές στο υψόμετρο και στον αριθμό Mach, για έναν απλό στροβιλοαντιδραστήρα που λειτουργεί στη μέγιστη περιστροφική του ταχύτητα παρουσιάζονται στο ακόλουθο σχήμα.

54 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Μεταβολή δύναμης ώσης και ειδικής κατανάλωσης καυσίμου με τις συνθήκες πτήσης για δεδομένο κινητήρα Μεταβολή δύναμης ώσης και SFC με τον αριθμό Mach και το υψόμετρο για έναν τυπικό στροβιλοαντιδραστήρα Η δύναμη ώσης μειώνεται δραστικά με αύξηση του υψομέτρου, εξαιτίας της μείωσης της ατμοσφαιρικής πίεσης και της πυκνότητας αέρα, αν και η ειδική ώση αυξάνει με το υψόμετρο εξαιτίας του ευνοϊκού παράγοντα της χαμηλότερης θερμοκρασίας στην εισαγωγή.

55 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Μεταβολή δύναμης ώσης και ειδικής κατανάλωσης καυσίμου με τις συνθήκες πτήσης για δεδομένο κινητήρα Μεταβολή δύναμης ώσης και SFC με τον αριθμό Mach και το υψόμετρο για έναν τυπικό στροβιλοαντιδραστήρα Η ειδική κατανάλωση καυσίμου παρουσιάζει κάποια βελτίωση με αυξανόμενο υψόμετρο. Είναι φανερό από τη μεταβολή της δύναμης ώσης και της SFC ότι η κατανάλωση καυσίμου μειώνεται σημαντικά σε μεγάλα υψόμετρα.

56 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Μεταβολή δύναμης ώσης και ειδικής κατανάλωσης καυσίμου με τις συνθήκες πτήσης για δεδομένο κινητήρα Μεταβολή δύναμης ώσης και SFC με τον αριθμό Mach και το υψόμετρο για έναν τυπικό στροβιλοαντιδραστήρα Το σχήμα δείχνει ότι με αύξηση του αριθμού Mach σερ σταθερό υψόμετρο, αρχικά υπάρχει μείωση της δύναμης ώσης εξαιτίας της αύξησης στην αντίσταση ορμής, ενώ στην συνέχεια αρχίζει να αυξάνεται εξαιτίας της ωφέλιμης επίδρασης του λόγου πίεσης ram.

57 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Μεταβολή δύναμης ώσης και ειδικής κατανάλωσης καυσίμου με τις συνθήκες πτήσης για δεδομένο κινητήρα Μεταβολή δύναμης ώσης και SFC με τον αριθμό Mach και το υψόμετρο για έναν τυπικό στροβιλοαντιδραστήρα Η αύξηση στη δύναμη ώσης είναι ουσιαστική σε υπερηχητικούς αριθμούς Mach.

58 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Ένδειξη της δύναμης ώσης Μετρούνται Po 4 και To 4 Γνωστή A 5 και P a Κατά την απογείωση σε στατικές συνθήκες: ενώ ισχύουν: Ξαναγράφοντας: Ο λόγος Po 4 /P 5 είναι ο κρίσιμος λόγος πίεσης και έτσι:

59 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Ένδειξη της δύναμης ώσης Συνεπώς ο λόγος F/A 5 Pa μπορεί να γραφεί σαν συνάρτηση του λόγου Po 4 /Pa και του γ: Αυτή αποτελεί μια πολύ απλή σχέση της μορφής: όπου Αυτή είναι μια σχέση κατάλληλη για ένδειξη της ώσης σε στατικές συνθήκες αλλά απαιτείται και μια ένδειξη της ώσης κατά την πτήση.

60 Απλός Κύκλος Κινητήρα Τύπου Στροβιλοαντιδραστήρα (turbojet) Ένδειξη της δύναμης ώσης Ο λόγος πίεσης εξόδου από τον στρόβιλο προς την πίεση εισόδου στον συμπιεστή Po 3 /Po 1 αναφέρεται σαν λόγος πίεσης κινητήρα (Engine Pressure Ratio EPR) Ο λόγος πίεσης εισόδου στον συμπιεστή προς την ατμοσφαιρική πίεση Po 1 /Pa είναι γνωστός σαν λόγος πίεσης ram (Ram Pressure Ratio) Ο λόγος πίεσης του ακροφυσίου μπορεί να εκφραστεί ως: και προκύπτει ότι: όπου για Η EPR χρησιμοποιείται εκτεταμένα σαν παράμετρος για τον προσδιορισμό της δύναμης ώσης σε κινητήρες jet, μετράται εύκολα και είναι αξιόπιστη.

61 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Ανεμιστήρας Συμπιεστής ΥΠ Στρόβιλος ΥΠ Δρομέας ΥΠ Συμπιεστής ΧΠ Δρομέας ΧΠ Θάλαμος Καύσης Ακροφύσιο Στρόβιλος ΧΠ

62 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Ένας κινητήρας που προέκυψε σαν μέθοδος βελτίωσης της προωθητικής απόδοσης του στροβιλοαντιδραστήρα, μέσω της μείωσης της μέσης ταχύτητας του jet, ειδικά για λειτουργία σε υψηλές υποηχητικές ταχύτητες. Πλεονέκτημα για εμπορική λειτουργία: χαμηλότερη ταχύτητα jet => χαμηλότερά επίπεδα θορύβου Μέρος της συνολικής ροής παρακάμπτει μέρος του συμπιεστή, του θαλάμου καύσης, του στροβίλου και του ακροφυσίου πριν εξαχθεί από ένα ξεχωριστό ακροφύσιο.

63 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Δυο συνιστώσες της δύναμης ώσης: Δύναμη ώσης λόγω ψυχρού ρεύματος (ώση ανεμιστήρα) Δύναμη ώσης του θερμού ρεύματος Σχήμα: κινητήρας με ξεχωριστές διατάξεις εξαγωγής. Συχνά είναι επιθυμητή η ανάμιξη των δυο ρευμάτων και η εξαγωγή τους σε ένα απλό jet μειωμένης ταχύτητας.

64 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Λόγος παράκαμψης (bypass): λόγος της ροής μέσω του αγωγού παράκαμψης ψυχρό ρεύμα) προς τη ροή στην είσοδο του συμπιεστή υψηλής πίεσης (θερμό ρεύμα). Από τη σχέση αυτή προκύπτουν άμεσα οι σχέσεις:

65 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Για την ειδική περίπτωση όπου και οι δυο ροές εκτονώνονται σε ατμοσφαιρική πίεση στα προωθητικά ακροφύσια, η καθαρή δύναμη ώσης δίνεται από τη σχέση:

66 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Διαδικασία υπολογισμών για το σημείο σχεδιασμού Ο ολικός λόγος πίεσης και η θερμοκρασία εισόδου στον στρόβιλο ορίζονται όπως προηγουμένως, αλλά είναι απαραίτητο να προσδιοριστεί ο λόγος παράκαμψης και ο λόγος συμπίεσης του ανεμιστήρα (Fan Pressure Ratio FPR). Από τις συνθήκες εισόδου και από τον λόγο συμπίεσης του ανεμιστήρα FPR, μπορούν να υπολογιστούν η πίεση και η θερμοκρασία που εξάγονται από τον ανεμιστήρα και εισάγονται στον αγωγό παράκαμψης. Η παροχή μάζας στον αγωγό παράκαμψης μπορεί να προσδιοριστεί με τη συνολική παροχή μάζας και τον λόγο παράκαμψης. Η δύναμη ώσης του ψυχρού ρεύματος μπορεί να υπολογιστεί με τον ίδιο τρόπο όπως και για τον κινητήρα τύπου στροβιλοαντιδραστήρα, θεωρώντας ότι το εργαζόμενο μέσο είναι αέρας. Είναι απαραίτητο να εξεταστεί αν το ακροφύσιο του αγωγού παράκαμψης είναι choked ή όχι. Αν είναι choked τότε θα πρέπει να υπολογιστεί η δύναμη ώσης πίεσης.

67 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Διαδικασία υπολογισμών για το σημείο σχεδιασμού Στη διάταξη με δυο στροφεία (two-spool) ο ανεμιστήρας περιστρέφεται από τον στρόβιλο ΧΠ. Οι υπολογισμοί για τον συμπιεστή ΥΠ και τον στρόβιλο ΥΠ είναι αρκετά τυποποιημένοι και έτσι μπορούν να βρεθούν οι συνθήκες στην είσοδο του στροβίλου ΧΠ. Θωρώντας το απαιτούμενο έργο του δρομέα ΧΠ προκύπτει => Το B μπορεί να μεταβάλλεται από 0.3 μέχρι 8 ή περισσότερο και η τιμή του έχει σημαντική επίδραση στη θερμοκρασιακή πτώση και στον λόγο συμπίεσης που απαιτείται στον στρόβιλο ΧΠ. Θεωρώντας γνωστές τις τιμές To5, ηt και ΔTo56 μπορεί να υπολογιστεί ο λόγος συμπίεσης στον στρόβιλο ΧΠ και επίσης μπορούν να καθοριστούν οι συνθήκες στην είσοδο του ακροφυσίου θερμού ρεύματος. Ο υπολογισμός της ώσης από το θερμό ρεύμα μπορεί να εκτελεστεί άμεσα. Αν τα δυο ρεύματα αναμιγνύονται, είναι απαραίτητο να υπολογιστούν οι συνθήκες μετά την ανάμιξη με τη χρήση ισοζυγίων ενθαλπίας και ορμής.

68 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Παράδειγμα Τα παρακάτω δεδομένα ισχύουν για έναν κινητήρα τύπου στροβιλοανεμιστήρα με δύο στροφεία, όπου ο ανεμιστήρας περιστρέφεται από το στρόβιλο ΧΠ και ο συμπιεστής από το στρόβιλο ΥΠ. Χρησιμοποιούνται ξεχωριστά ακροφύσια για το ψυχρό και θερμό ρεύμα. Τα ζητούμενα είναι η δύναμη ώσης και η ειδική κατανάλωση καυσίμου SFC σε στατικές συνθήκες σε επίπεδο θάλασσας. Ολικός λόγος συμπίεσης 25.0 Λόγος συμπίεσης ανεμιστήρα 1.65 Λόγος παράκαμψης m c /m h 5.0 Θερμοκρασία εισόδου στροβίλου 1550Κ Πολυτροπικός βαθμός απόδοσης ανεμιστήρα, συμπιεστή και στροβίλου 0.90 Ισεντροπικός βαθμός απόδοσης κάθε προωθητικού ακροφυσίου 0.95 Μηχανικός βαθμός απόδοσης κάθε στροφείου 0.99 Πτώση πίεσης στο θάλαμο καύσης Συνολική παροχή μάζας αέρα Ατμοσφαιρικές συνθήκες πίεσης και θερμοκρασίας 1.50bar 215kg/s 1.0 bar και 288Κ

69 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Ανάμιξη θερμού και ψυχρού ρεύματος Απαραίτητη για κινητήρα με μετάκαυση όταν απαιτείται αύξηση (boosting) της μέγιστης ώσης, για την αποφυγή χρήσης δυο συστημάτων καύσης για αναθέρμανση. Μπορεί να είναι ευνοϊκή σε υποηχητικές εφαρμογές αεροπορικών κινητήρων και παρέχει μια μικρή αλλά σημαντική μείωση της ειδικής κατανάλωσης καυσίμου. Στο ακόλουθο σχήμα το θερμό και το ψυχρό ρεύμα αρχίζουν να αναμιγνύονται στο επίπεδο Α και με την ανάμιξη να έχει ολοκληρωθεί στο επίπεδο Β.

70 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Ανάμιξη θερμού και ψυχρού ρεύματος Μέθοδος για να ληφθεί υπόψη η διεργασία ανάμιξης σε έναν αγωγό σταθερής επιφάνειας χωρίς απώλειες τριβής και θεωρώντας αδιαβατική ροή. Ισοζύγιο ενθαλπίας: όπου Επίσης: και με τον δείκτη m να δηλώνει τις ιδιότητες του μίγματος. Από το ισοζύγιο ορμής προκύπτει:

71 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Ανάμιξη θερμού και ψυχρού ρεύματος Αν δεν υπάρχει περιστροφική ροϊκή κίνηση (swirl) στον αγωγό jet κατάντη του επιπέδου Α, η στατική πίεση είναι ομοιόμορφη στη διατομή του αγωγού οπότε ισχύει ότι P 2 =P 6. Από την εξίσωση συνέχειας: Απαιτείται η γνώση της ολικής πίεσης Po 7 στο επίπεδο Β για υπολογισμούς κύκλου, επειδή αυτή είναι η πίεση ανακοπής στην είσοδο του προωθητικού ακροφυσίου. Όταν υπολογιστεί η τιμή αυτή, ο υπολογισμός της δύναμης ώσης είναι ο ίδιος όπως περιγράφτηκε παραπάνω. Ο υπολογισμός της Po 7 απλοποιείται αν χρησιμοποιηθούν οι αριθμοί Mach του θερμού και του ψυχρού ρεύματος. Ο αριθμός Mach του θερμού ρεύματος καθορίζεται από τον σχεδιασμό του στροβίλου και τυπικά M Έχοντας επιλέξει μια τιμή για τον M 6, η διαδικασία είναι όπως περιγράφεται παρακάτω. Θα χρησιμοποιηθούν οι γνωστές ισεντροπικές σχέσεις μεταξύ του αριθμού Mach, της ολικής πίεσης P και θερμοκρασίας T.

72 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Ανάμιξη θερμού και ψυχρού ρεύματος a. Γνωρίζοντας τις τιμές των M 6, To 6 και Po 6 μπορούν να προσδιοριστούν οι P 6 και C h. Οι τιμές των P 6 και T 6 δίνουν την τιμή της ρ 6 και η επιφάνεια A 6 προκύπτει από την εξίσωση συνέχειας. Έτσι γνωρίζουμε τον όρο: b. Με P 6 =P 2, ο λόγος P 2 /Po 2 παρέχει την τιμή του M 2. Με γνωστές τις τιμές των M 2, Po 2 και To 2, μπορεί τώρα να υπολογιστεί η ταχύτητα C c και η επιφάνεια A 2 έτσι ώστε ο όρος είναι γνωστός. c. Ο όρος υπολογίζεται από το ισοζύγιο της ορμής. d. και e. Η To 7 είναι γνωστή από το ισοζύγιο ενθαλπίας, αλλά οι τιμές των P 7 και Po 7 δεν είναι γνωστές. Στη συνέχεια γίνεται μια υπόθεση για τον αριθμό M 7 και στη συνέχεια βρίσκονται οι τιμές των T 7 και C 7. Η εξίσωση συνέχειας παρέχει τη τιμή της P 7. f. Είναι απαραίτητο να ελέγξουμε κατά πόσο η τιμή του όρου είναι ίση με την τιμή που προκύπτει από το ισοζύγιο ορμής του βήματος (c).

73 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Ανάμιξη θερμού και ψυχρού ρεύματος g. Επαναλαμβάνεται η διαδικασία επαναληπτικά με καλύτερη προσέγγιση του αριθμού M 7 μέχρι να βρεθεί η σωστή τιμή της πίεσης P 7 και η οποία ικανοποιεί το ισοζύγιο ορμής. h. Στη συνέχεια υπολογίζεται η Po 7 από τις τιμές των P 7, M 7.

74 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Ανάμιξη θερμού και ψυχρού ρεύματος H πίεσηpo 2 θα πρέπει να είναι ελάχιστα μεγαλύτερη από την πίεση Po 6 ώστε οι απώλειες λόγω ανάμιξης να ελαχιστοποιηθούν. Μια τυπική τιμή του λόγου Po 2 /Po 6 είναι περίπου 1.05 με Πρακτικά μικρές αλλαγές στις παραμέτρους του κύκλου μπορεί να προκαλέσουν σημαντική μεταβολή του λόγου Po 2 /Po 6 και να περιορίζουν τα οφέλη της διαδικασίας ανάμιξης. Κινητήρες για μαχητικά αεροσκάφη χρησιμοποιούν διατάξεις εξαγωγών με ανάμιξη. Έχουν τυπικά χαμηλό λόγο παράκαμψης και είναι πολύ πλησιέστερα στη διάταξη του κλασσικού κινητήρα jet από ότι οι κινητήρες εμπορικών αεροσκαφών. Σε μαχητικά απαιτείται η χρήση μετάκαυσης για την απογείωση και ελιγμούς μάχης και οι ροές από τον αγωγό παράκαμψης και από τον πυρήνα του κινητήρα αναμιγνύονται πριν εισαχθούν στον μετακαυστήρα.

75 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Ανάμιξη θερμού και ψυχρού ρεύματος Με την παρατήρηση ότι οι πιέσεις εξόδου από τον ανεμιστήρα και τον στρόβιλο πρέπει να είναι όμοιες, προκύπτει ότι ο λόγος πίεσης του ανεμιστήρα (FPR) και ο λόγος συμπίεσης κινητήρα (EPR) είναι σχεδόν ίσοι. Σε έναν κινητήρα turbojet η δύναμη ώσης σχετίζεται απευθείας με τον EPR. Σε έναν στρατιωτικό turbofan χαμηλού λόγου παράκαμψης η δύναμη ώσης βασικά καθορίζεται από την FPR. Σύγχρονοι στρατιωτικοί ανεμιστήρες χρησιμοποιούν συνήθως έναν ανεμιστήρα με τρεις βαθμίδες με λόγο συμπίεσης μεταξύ 3.5 και 4.0.

76 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Στρατιωτικός στροβιλοανεμιστήρας F404 (GE Aircraft Engines) Lockheed F-117 Nighthawk McDonnell Douglas F/A-18 Hornet Dassault Rafale

77 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Ανάμιξη θερμού και ψυχρού ρεύματος Υπολογισμένες τιμές της ειδικής ώσης σαν συνάρτηση του FPR Ο λόγος παράκαμψης επιλέγεται για να περεχεί συμβατές (matching) τιμές πίεσης στις ροές του πυρήνα του κινητήρα και του αγωγού παράκαμψης. Η πλήρης καμπύλη προέκυψε από υπολογισμούς ενώ τα έξι σύμβολα αποτελούν δημοσιευμένα δεδομένα από πραγματικούς κινητήρες.

78 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοανεμιστήρα Οι σχεδιαστές κινητήρων turbofan έχουν στη διάθεσή τους τέσσερις θερμοδυναμικές παραμέτρους: Τον ολικό λόγο πίεσης Τη θερμοκρασία εισόδου στον στρόβιλο Τον λόγο παράκαμψης Τον λόγο συμπίεσης του ανεμιστήρα Η διαδικασία βελτιστοποίησης είναι περίπλοκη όμως οι βασικές αρχές της είναι εύκολα κατανοητές.

79 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοανεμιστήρα Ας θεωρηθεί ένα κινητήρας με καθορισμένο ολικό λόγο συμπίεσης και λόγο παράκαμψης. Αν επιλεγεί μια τιμή θερμοκρασίας εισόδου στον στρόβιλο, τότε η προσδιδόμενη ενέργεια είναι καθορισμένη γιατί η παροχή μάζας αέρα στο θάλαμο καύσης και η θερμοκρασία εισόδου καθορίζονται από τις συνθήκες λειτουργίας που έχουν επιλεγεί. Η μεταβλητή που παραμένει είναι ο λόγος συμπίεσης του ανεμιστήρα (Fan Pressure Ratio FPR). Ξεκινώντας με μια χαμηλή τιμή της FPR, η δύναμη ώσης του ανεμιστήρα του ανεμιστήρα θα είναι μικρή και επίσης το έργο που εξάγεται από τον στρόβιλο ΧΠ θα είναι μικρό, με αποτέλεσμα να προκύπτει μεγάλη ώση από το θερμό ρεύμα. Με αύξηση της FPR η ώση του ανεμιστήρα αυξάνεται ενώ η ώση του θερμού ρεύματος μειώνεται.

80 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοανεμιστήρα Μια τυπική μεταβολή της ειδικής ώσης και SFC με τη μεταβολή του FPR, για μια περιοχή θερμοκρασιών εισόδου στον στρόβιλο παρουσιάζεται στο σχήμα. Για κάθε τιμή της θερμοκρασίας εισόδου στροβίλου, υπάρχει μια βέλτιστη τιμή του FPR. Οι βέλτιστες τιμές του FPR για μέγιστη ειδική ώση και ελάχιστη SFC συμπίπτουν λόγω της σταθερής προσδιδόμενης ενέργειας.

81 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοανεμιστήρα Λαμβάνοντας με τη σειρά τις τιμές της ειδικής ώσης και ειδικής κατανάλωσης καυσίμου για κάθε μια από αυτές τις τιμές της FPR, μπορεί να δημιουργηθεί μια καμπύλη της μεταβολής της ειδικής κατανάλωσης καυσίμου σαν συνάρτηση της ειδικής ώσης όπως φαίνεται στο σχήμα. Κάθε σημείο της καμπύλης είναι αποτέλεσμα μιας προηγούμενης διαδικασίας βελτιστοποίησης και συνδέεται με τις συγκεκριμένες τιμές του FPR και της θερμοκρασίας εισόδου στον στρόβιλο.

82 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοανεμιστήρα Οι παραπάνω υπολογισμοί μπορούν να επαναληφθούν για μια σειρά λόγων παράκαμψης, ακόμη και για τον ίδιο ολικό λόγο πίεσης, για να προκύψει μια οικογένεια καμπυλών όπως αυτές του σχήματος. Από αυτή τη γραφική παράσταση δίνεται η βέλτιστη μεταβολή του SFC συναρτήσει της ειδικής δύναμης ώσης για το δεδομένο ολικό λόγο πίεσης όπως φαίνεται από τη διακεκομμένη περιβάλλουσα γραμμή. Η διαδικασία μπορεί να επαναληφθεί για μια σειρά ολικών λόγων πίεσης.

83 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοανεμιστήρα Χρονοβόρα διαδικασία που απαιτεί μια σειρά λεπτομερών υπολογισμών. Τα ποιοτικά αποτελέσματα μια τέτοιας σειράς υπολογισμών είναι: Αυξανόμενος λόγος παράκαμψης βελτιώνει το SFC αλλά με το κόστος μιας σημαντικής μείωσης στην ειδική ώση. Ο βέλτιστος λόγος συμπίεσης του ανεμιστήρα αυξάνεται με την αύξηση της θερμοκρασίας εισόδου στον στρόβιλο. Ο βέλτιστος λόγος συμπίεσης του ανεμιστήρα μειώνεται με αύξηση του λόγου παράκαμψης. Βέλτιστη τιμή του SFC απαιτεί χαμηλή ειδική ώση και αυτό είναι ιδιαίτερα σημαντικό για κινητήρες τύπου στροβιλοανεμιστήρα με μεγάλο λόγο παράκαμψης. Οι κινητήρες για αεροσκάφη πολιτικής αεροπορίας χρησιμοποιούν πάντοτε ανεμιστήρες για ελαχιστοποίηση του θορύβου και ο λόγος συμπίεσης είναι μεταξύ 1.5 μέχρι 1.8. Οι στρατιωτικοί κινητήρες μπορεί να διαθέτουν ανεμιστήρες με δυο ή τρεις βαθμίδες με λόγο συμπίεσης ανεμιστήρα μέχρι και 4.

84 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοανεμιστήρα Επίδραση οπισθέλκουσας δύναμης του pod (περίβλημα + βάση υποστήριξης) Ο ορισμός του βαθμού απόδοσης πρόωσης θα πρέπει να μετατραπεί για να δώσει: Ο ιδεατός βαθμός απόδοσης πρόωσης μπορεί να εκφραστεί σε μια διαφορετική μορφή σαν:

85 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοανεμιστήρα Συνεπώς περιλαμβάνοντας την αντίσταση από το pod προκύπτει: Ο λόγος καθαρή ώση/αντίσταση ορμής σχετίζεται απευθείας με τον λόγο παράκαμψης του κινητήρα και μειώνεται με αύξηση του λόγου αυτού. Εισάγοντας τη μεταβλητή α για τον προσδιορισμό του λόγου αντίσταση pod/αντίστασης ορμής, η επίδραση της αντίστασης του pod στο βαθμό απόδοσης πρόωσης ηp μπορεί να εκτιμηθεί μέσω των αποτελεσμάτων που παρουσιάζονται στο επόμενο σχήμα.

86 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Βελτιστοποίηση του κύκλου στροβιλοανεμιστήρα Επίδραση της αντίστασης pod στον βαθμό απόδοσης πρόωσης

87 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Ένδειξη της δύναμης ώσης Πολύπλοκη η διαδικασία της ένδειξης της ώσης σε μεγάλους στροβιλοανεμιστήρες λόγω του ότι χρησιμοποιούν ξεχωριστές εξαγωγές. Η χρήση του λόγου πίεσης EPR ορισμένου με συμβατικό τρόπο παρέχει μια ένδειξη μόνο της ώσης από το θερμό ρεύμα. Το μέγεθος EPR χρησιμοποιήθηκε εκτεταμένα στους πρώτους στροβιλοανεμιστήρες χαμηλού λόγου παράκαμψης όπως ο κινητήρας της Pratt & Whitney JT-8D

88 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Ένδειξη της δύναμης ώσης Η Rolls-Royce επέλεξε να χρησιμοποιεί τον Ολοκληρωμένο Λόγο Πίεσης Κινητήρα (Integrated Engine Pressure Ratio IEPR) για τον κινητήρα RB-211. Η General Electric επέλεξε την ταχύτητα του ανεμιστήρα για τον κινητήρα CF- 6.

89 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Ένδειξη της δύναμης ώσης Οι παραπάνω μέθοδοι δίνουν συγκρίσιμα αποτελέσματα και όλες έχουν τα πλεονεκτήματα και μειονεκτήματά τους. Η IEPR είναι η πιο αυστηρή μέθοδος αλλά απαιτεί εκτεταμένο μετρητικό εξοπλισμό για τη ροή του ανεμιστήρα. Η EPR είναι οικεία σε πολλούς χρήστες κινητήρων αλλά έχει το μειονέκτημα ότι μετράει μόνο μια μικρή συνιστώσα της δύναμης ώσης. Η μέθοδος μέτρησης της ταχύτητας του ανεμιστήρα είναι η απλούστερη μέθοδος και αν και δεν παρέχει στην πράξη μια άμεση ένδειξη της ώσης, αυτή η συσχέτιση μπορεί να προέλθει από βαθμονόμηση σε δοκιμαστήριο (test bed).

90 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Διατάξεις κινητήρων στροβιλοανεμιστήρα Οι παράμετροι του κύκλου ενός στροβιλοανεμιστήρα έχουν πολύ μεγαλύτερη επίδραση στον μηχανολογικό σχεδιασμό του κινητήρα από την περίπτωση του στροβιλοαντιδραστήρα. Αλλαγή του λόγου παράκαμψης => μεταβολή διαμέτρων και περιστροφικών ταχυτήτων Ένας από τους πρώτους σχεδιασμούς στροβιλοανεμιστήρα προέκυψε από υπάρχοντες στροβιλοαντιδραστήρες (κινητήρες aft-fan) Μια στροβιλομηχανή που ήταν συνδυασμός στροβίλου στο εσωτερικό και ανεμιστήρα στο εξωτερικό τμήμα τοποθετήθηκε κατάντη του στροβίλου.

91 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Διατάξεις κινητήρων στροβιλοανεμιστήρα Δυο μεγάλα προβλήματα: Σχεδιασμός πτερυγίων υψηλού κόστους και μεγάλου βάρους. Αεροτομές στροβίλου για το θερμό ρεύμα και συμπιεστή για ψυχρό ρεύμα. Στεγανοποίηση ανάμεσα στα δυο ρεύματα. Η διάταξη aft-fan δεν έχει χρησιμοποιηθεί για πολλά χρόνια αλλά αποτελεί πιθανό υποψήφιο για κινητήρες πολύ υψηλού λόγου bypass (Ultra High Bypass) Απαραίτητη η χρήση διαφορετικής προσέγγισης για τον στροβιλο-ανεμιστήρα.

92 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Διατάξεις κινητήρων στροβιλοανεμιστήρα Για μέτριους λόγους παράκαμψης και ολικού λόγου συμπίεσης είναι ικανοποιητική η απλή διάταξη δυο στροφείων του σχήματος. Σε πολύ υψηλούς λόγους παράκαμψης, ειδικά όταν συνοδεύονται από υψηλούς ολικούς λόγους πίεσης, προκύπτουν σχεδιαστικά προβλήματα γιατί η περιστροφική ταχύτητα του ανεμιστήρα πρέπει να είναι πολύ χαμηλότερη από αυτή του δρομέα υψηλής πίεσης.

93 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Διατάξεις κινητήρων στροβιλοανεμιστήρα υψηλού λόγου παράκαμψης Κινητήρας δυο στροφείων: Υστερεί επειδή οι τελευταίες βαθμίδες του δρομέα χαμηλής πίεσης, συνήθως καλούνται βαθμίδες booster και έχουν μικρή συνεισφορά λόγω χαμηλής ταχύτητας των πτερυγίων τους (π.χ. κινητήρας V2500).

94 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Διατάξεις κινητήρων στροβιλοανεμιστήρα υψηλού λόγου παράκαμψης Απαιτεί πολύ μεγάλο λόγο συμπίεσης από τον συμπιεστή ΥΠ που μπορεί να οδηγήσει σε προβλήματα αστάθειας

95 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Διατάξεις κινητήρων στροβιλοανεμιστήρα υψηλού λόγου παράκαμψης Διάταξη τριών στροφείων. Για πολλούς λόγους η πλέον ελκυστική και απαιτεί μέσες τιμές λόγου συμπίεσης για κάθε συμπιεστή (π.χ. κινητήρας R-R Trent).

96 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Διατάξεις κινητήρων στροβιλοανεμιστήρα υψηλού λόγου παράκαμψης Διάταξη σύνδεσης του ανεμιστήρα με τον στρόβιλο ΧΠ μέσω μειωτήρα στροφών. Εφαρμόζεται σε μικρότερους κινητήρες και βασίζεται στη σχεδίαση του turboprop.

97 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Πηγή: Animagraffs.com

98 Κινητήρας Τύπου Στροβιλοανεμιστήρα (turbofan) Πηγή: Animagraffs.com

99 Κινητήρας Τύπου Ελικοστρόβιλου (turboprop)

100 Κινητήρας Τύπου Ελικοστρόβιλου (turboprop) Μέρος του χρήσιμου έργου εμφανίζεται ως δύναμη ώσης. Συνδυασμός παραγωγής μηχανικής ισχύος σε άτρακτο και δύναμης ώσης από το ρεύμα εξόδου jet Έλικας Μειωτήρας Συμπιεστής Στρόβιλος Έξοδος Καυσαερίων Άξονας Θάλαμος Καύσης

101 Κινητήρας Τύπου Ελικοστρόβιλου (turboprop) Η ισχύς πρέπει να μεταφερθεί στο αεροσκάφος με τη μορφή ισχύος ώσης, ακριβώς όπως με μια παλινδρομική μηχανή που περιστρέφει έναν έλικα. Ισχύς ώσης (Thrust Power TP): όπου: SP = ισχύς ατράκτου (Shaft Power) η pr = βαθμός απόδοσης έλικα F = δύναμη ώσης jet C a = ταχύτητα πτήσης Η ισχύς ατράκτου (SP) αποτελεί ένα σημαντικό ποσοστό της ενθαλπιακής πτώσης που διατίθεται στην έξοδο του αεριοπαραγωγού. Έτσι, η ισχύς ώσης (TP) εξαρτάται έντονα από τον βαθμό απόδοσης του έλικα (η pr ) που μπορεί να μεταβάλλεται σημαντικά με τις συνθήκες πτήσης.

102 Κινητήρας Τύπου Ελικοστρόβιλου (turboprop) Ισοδύναμη ισχύς (Equivalent Power ή Effective Power EP): όπου: SP = ισχύς ατράκτου (Shaft Power) η pr = βαθμός απόδοσης έλικα F = δύναμη ώσης jet C a = ταχύτητα πτήσης Σε αυτήν την περίπτωση ο βαθμός απόδοσης έλικα (η pr ) επηρεάζει μόνο τον μικρότερο όρο. Η ισοδύναμη ισχύς είναι ένα αυθαίρετο μέγεθος και πάντα θα πρέπει να αναφέρεται σε συγκεκριμένη ταχύτητα πτήσης.

103 Κινητήρας Τύπου Ελικοστρόβιλου (turboprop) Για στατικές συνθήκες EP = SP παρόλο που υπάρχει μια χρήσιμη ωστική δύναμη jet. Η ωστική δύναμη jet θα πρέπει να ληφθεί υπόψη κατά τη σύγκριση κινητήρων σε συνθήκες απογείωσης. Ένας αντιπροσωπευτικός έλικας παράγει μια δύναμη ώσης ~8.5N ανά kw προσδιδόμενης ισχύος κάτω από στατικές συνθήκες και κατά σύμβαση λαμβάνεται η EP απογείωσης ίση με SP (σε kw)+[f (σε N)/8.5]. Οι ελικοστρόβιλοι χαρακτηρίζονται βάσει της ισοδύναμης ισχύος σε συνθήκες απογείωσης οπότε και η ειδική κατανάλωση καυσίμου και η ειδική ισχύς συχνά εκφράζονται σε σχέση με την ισοδύναμη ισχύ. Επιθυμητό να παρέχονται η ισχύς ατράκτου και η ισχύς ώσης που είναι διαθέσιμες σε κάθε συνθήκη ενδιαφέροντος.

104 Κινητήρας Τύπου Ελικοστρόβιλου (turboprop) Η μόνη βασική διαφορά του ελικοστρόβιλου από τους αεριοστρόβιλους παραγωγής ισχύος ατράκτου είναι ότι ο σχεδιαστής μπορεί να επιλέξει τα ποσοστά της διαθέσιμης ενθαλπικής πτώσης που χρησιμοποιούνται για παραγωγή ισχύος ατράκτου και δύναμης ώσης jet. Υπάρχει μια βέλτιστη διαίρεση για οποιαδήποτε δεδομένη ταχύτητα πτήσης και υψόμετρο. Εμπειρικός κανόνας: πίεση εξόδου από τον στρόβιλο να είναι ίση με την πίεση εισόδου στον συμπιεστή. Η ισοδύναμη ισχύς δεν είναι ιδιαίτερα ευαίσθητη στην πίεση εξόδου από τον στρόβιλο σε αυτή τη περιοχή. Τα ακροφύσια των ελικοστροβίλων συνήθως δεν είναι σε κατάσταση choked και χρησιμοποιούν έναν απλό ευθύγραμμο αγωγό εξόδου παρά ένα συγκλίνον ακροφύσιο.

105 Κινητήρας Τύπου Ελικοστρόβιλου (turboprop) Ο συνδυασμένος βαθμός απόδοσης του στροβίλου ισχύος, του έλικα και του απαιτούμενου μειωτήρα ταχύτητας είναι πολύ μικρότερος από ένα ισοδύναμο προωθητικό ακροφύσιο. Fairchild F-27 Ο βαθμός απόδοσης μετατροπής ενέργειας στον ελικοστρόβιλο είναι χαμηλότερος από αυτόν των στροβιλοαντιδραστήρων και στροβιλοανεμιστήρων. Ο ελικοστρόβιλος βρίσκει εφαρμογή σε περιπτώσεις όπου ο αριθμός Mach είναι μέχρι 0.6 γιατί ο βαθμός απόδοσης πρόωσης είναι πολύ μεγαλύτερος από αυτόν του στροβιλοαντιδραστήρα. ATR 72 Χρησιμοποιείται εκτεταμένα για επιχειρηματικά (business) αεροσκάφη και για περιφερειακές αεροπορικές εταιρείες (regional airliners) κυρίως σε επίπεδα ισχύος kw.

106 Κινητήρας Τύπου Ελικοστρόβιλου (turboprop) Ο βαθμός απόδοσης του έλικα μειώνεται δραστικά σε ταχύτητες πτήσης μεγαλύτερες από M 0.6 και για τον λόγο αυτόν ο ελικοστρόβιλος σε τέτοιες περιπτώσεις, έχει εκτοπιστεί από κινητήρες τύπου στροβιλοανεμιστήρα ισοδύναμου βαθμού απόδοσης πρόωσης. Εξαίρεση αποτελούν το αεροσκάφη ναυτικής περιπολίας που πετάει στην περιοχή έρευνας με ταχύτητα M 0.6 και έπειτα κινείται με πολύ χαμηλότερες ταχύτητες πτήσης. Lockheed CP-140 Aurora Lockheed P-3 Orion

107 Κινητήρας Τύπου Ελικοστρόβιλου (turboprop) Αρχές δεκαετίας του 80 μετά την πετρελαϊκή κρίση του 73 και την Ιρανική επανάσταση του 79, δόθηκε ιδιαίτερη έμφαση στην ανάπτυξη ελίκων που θα οδηγούσαν σε μεγάλη εξοικονόμηση καυσίμου σε σύγκριση με τους τότε υπάρχοντες στροβιλοανεμιστήρες (έως 35%). Ερευνήθηκε η σχεδίαση ελίκων με στόχο την επίτευξη βαθμού απόδοσης 80% για ταχύτητα πτήσης M 0.8. Ο σχεδιασμός του έλικα ήταν μη συμβατικός και έκανε χρήση υπερηχητικών πτερυγίων με μεγάλη συστροφή. Ο αριθμός των πτερυγίων ήταν Οι διατάξεις αυτές χαρακτηρίστηκαν σαν propfans (ελικοανεμιστήρες) για να διαφοροποιηθούν από τους συμβατικούς έλικες. Τα προβλήματα: Μελέτες της εποχής εκείνης έδειξαν ότι αεροσκάφη με κινητήρες propfan θα απαιτούσαν πολύ μεγαλύτερα επίπεδα ισχύος από τα αντίστοιχα που χρησιμοποιούσαν ελικοστρόβιλους. Για ισχύ πάνω από 8000 kw ο σχεδιασμός μειωτήρα στροφών γίνεται δύσκολος. Μετάδοση θορύβου από τον έλικα στον χώρο των επιβατών (πιθανή λύση η τοποθέτηση των ελίκων στο πίσω μέρος της καμπίνας των επιβατών).

108 Κινητήρας Τύπου Ελικοστρόβιλου (turboprop) Τη δεκαετία του 80 αναπτύχθηκε από την GE ο κινητήρας GE36 που συνδύαζε τα χαρακτηριστικά του ελικοστρόβιλου και του στροβιλοανεμιστήρα, με ανεμιστήρα δίχως αγωγό περιβλήματος (Unducted Fan UDF). Δυο ανεμιστήρες με αντίθετη φορά περιστροφής και μεταβλητό βήμα συνδέθηκαν απευθείας με στροβίλους αντίθετης φοράς περιστροφής χωρίς σταθερά πτερύγια εξαλείφοντας την ανάγκη για μειωτήρα ταχύτητας. Κινητήρες GE36 6 τοποθετημένοι στο πίσω μέρος ενός MD-80 (Farnborough airshow, Σεπτέμβριος 1988)

109 Κινητήρας Τύπου Ελικοστρόβιλου (turboprop) Την ίδια εποχή δοκιμάστηκε ο κινητήρας 578-DX, αποτέλεσμα της συνεργασίας των εταιρειών Allison και Pratt & Whitney. Ο κινητήρας τοποθετήθηκε σε ένα αεροσκάφος MD-80. Την δεκαετία του 90 στην Σοβιετική Ένωση αναπτύχθηκε και δοκιμάστηκε ο κινητήρας Progress D27, ο οποίος τοποθετήθηκε σε ένα Antonov An-70. Κινητήρες 578-DX τοποθετημένοι στο πίσω μέρος ενός MD-80 Κινητήρες Progress D27 τοποθετημένοι σε ένα Antonov An-70 Καμία από τις παραπάνω διατάξεις δε φάνηκε ελκυστική για μαζική παραγωγή και αντικατάσταση των συμβατικών κινητήρων.

110 Κινητήρας Τύπου Αξονοστρόβιλου (turboshaft)

111 Κινητήρας Τύπου Αξονοστρόβιλου (turboshaft) Οι κινητήρες τύπου αξονοστρόβιλου έχουν καθιερωθεί λόγω μικρού βάρους και υψηλής ισχύος ως κινητήρες ελικοπτέρων. Χρησιμοποιείτε διάταξη με ελεύθερο στρόβιλο. Συμπιεστής Στρόβιλος Συμπιεστή Έξοδος Καυσαερίων Θάλαμος Καύσης Ελεύθερος Στρόβιλος Άξονας Ισχύος

112 Κινητήρας Τύπου Αξονοστρόβιλου (turboshaft) Η πτερωτή θα πρέπει να λειτουργεί σε σταθερή ταχύτητα με αλλαγή βήματος των πτερυγίων και η ισχύς μεταβάλλεται με μεταβολή της περιστροφικής ταχύτητας του άξονα του αεριοπαραγωγού. Πρακτικά, κατά τη διάρκεια μεταβατικής λειτουργίας υπάρχει μια μικρή μεταβολή στην ταχύτητα της πτερωτής και αυτό το φαινόμενο θα πρέπει να ελαχιστοποιηθεί με προσεκτική διαχείριση της μεταβατικής απόκρισης του κινητήρα και του συστήματος ελέγχου. Οι ελικοστρόβιλοι μπορεί να βελτιστοποιηθούν για πορεία σε υψόμετρο m ενώ οι αξονοστρόβιλοι μπορεί να βελτιστοποιηθούν για πορεία σε πολύ χαμηλά υψόμετρα. Οι ταχύτητες ελικοπτέρων περιορίζονται σε περίπου 160 knots ( km/h) οπότε η δύναμη ώσης jet δεν είναι τόσο σημαντική και οι κινητήρες τύπου αξονοστρόβιλου σχεδιάζονται για να παράγουν τη μέγιστη διαθέσιμη ισχύ ατράκτου.

113 Κινητήρας Τύπου Αξονοστρόβιλου (turboshaft) Σε πολλές εφαρμογές όπου χρησιμοποιούνται ελικόπτερα (π.χ. μεταφοράς πολιτικού προσωπικού, διάσωσης, αστυνομικών επιχειρήσεων, μεταφοράς ασθενών), η εμβέλεια δεν αποτελεί κρίσιμη παράμετρο. Σημαντικότερη προτεραιότητα αποτελεί το βάρος του κινητήρα (ακόμη και από την κατανάλωση του κινητήρα). Στην περίπτωση των εγκαταστάσεων εξόρυξης πετρελαίου στην Βόρεια Θάλασσα, όπου οι νέες εξέδρες εξόρυξης μετακινούνται όλο μακρύτερα από την ακτή, η εμβέλεια γίνεται ολοένα πιο σημαντική. Η ισχύς που απαιτείται είναι συνήθως μεταξύ kw.

114 Κινητήρας Τύπου Αξονοστρόβιλου (turboshaft) Αεροσκάφος Bell Boeing V-22 Osprey Χρησιμοποιεί δυο δρομείς μεγάλης διαμέτρου που λειτουργούν οριζόντια για απογείωση και προσγείωση με τους κινητήρες να περιστρέφονται σε οριζόντια θέση, ενώ οι πτερωτές λαμβάνουν κατακόρυφη θέση δρώντας σαν έλικες. Δυνατότητα ταχύτητας μέχρι και 300 knots.

115 Βοηθητικές Μονάδες Ισχύος (Auxiliary Power Units APU) Κατά τη διάρκεια της πτήσης οι ανάγκες αυτές ικανοποιούνται μέσω απομάκρυνσης ισχύος από τους κινητήρες με τη χρήση ενός βοηθητικού μειωτήρα. Για πολιτικά αεροσκάφη σε περιπτώσεις όπως: Συντήρηση του αεροσκάφους Επιβίβαση αεροσκαφών Φόρτωση αποσκευών και άλλων φορτίων. απαιτείται οι κινητήρες να είναι εκτός λειτουργίας και είναι απαραίτητη η χρήση βοηθητικών μονάδων παραγωγής ισχύος για κάλυψη των ενεργειακών αναγκών. Η απαιτούμενη ισχύς παρέχεται είτε από εξωτερικό cart είτε από μια μονάδα βοηθητικής ισχύος που βρίσκεται εγκατεστημένη στο αεροσκάφος.

116 Βοηθητικές Μονάδες Ισχύος (Auxiliary Power Units APU) Η APU είναι ένας μικρός αεριοστρόβιλος που σχεδιάζεται ειδικά για την ικανοποίηση των ενεργειακών αναγκών του αεροσκάφους. Παρέχει ενέργεια όταν το αεροπλάνο είναι στο έδαφος πριν την απογείωση και μετά την προσγείωση. Σε ορισμένες περιπτώσεις παρέχει ενέργεια για την εκκίνηση κατά την πτήση μετά από σταμάτημα σε μεγάλα υψόμετρα λειτουργώντας σαν εφεδρική μονάδα παροχής ισχύος. Μια μονάδα Honeywell GTCP36-150(CX) τοποθετημένη στο ουραίο τμήμα ενός αεροσκάφους Cessna Citation X

117 Βοηθητικές Μονάδες Ισχύος (Auxiliary Power Units APU) Η τυποποιημένη προσέγγιση που χρησιμοποιείται σε σύγχρονες μονάδες APU είναι να χρησιμοποιούν: 1. έναν ξεχωριστό συμπιεστή φορτίου που οδηγείται από 2. έναν αεριοστρόβιλο 3. με μια κοινή εισαγωγή και για τον συμπιεστή φορτίου και για τον συμπιεστή του αεριοστροβίλου. Λόγος πίεσης συμπιεστή φορτίου: ~4 Λόγος πίεσης αεριοστροβίλου: ~8 12 Ένας καλός θερμικός βαθμός απόδοσης είναι μια επιθυμητή αλλά όχι κυρίαρχη απαίτηση. Σημαντικοί παράγοντες: χαμηλός όγκος και βάρος, χαμηλός θόρυβος, αξιοπιστία, ευκολία συντήρησης και χαμηλό συνολικό κόστος απόκτησης. Στα πολιτικά αεροσκάφη τοποθετούνται πάντα στον κώνο της ουράς.

118 Βοηθητικές Μονάδες Ισχύος (Auxiliary Power Units APU) Μονάδα APU Honeywell 131 Ο συμπιεστής φορτίου είναι ένας φυγοκεντρικός συμπιεστής με μεταβλητά πτερύγια εισόδου που απαιτούνται για να επιτρέπουν μεταβολή της παροχής μάζας αέρα ενώ λειτουργεί σε σταθερή περιστροφική ταχύτητα που απαιτείται για παραγωγή ηλεκτρικής ενέργειας με σταθερή συχνότητα.

119 Αύξηση της Δύναμης Ώσης Διάφορες εναλλακτικές λύσεις για την πιθανή απαίτηση αυξημένης δύναμης ώσης (πάνω από την τιμή σχεδιασμού). Για μόνιμη αύξηση της ώσης: Αύξηση της θερμοκρασίας εισόδου στον στρόβιλο, οδηγεί σε αύξηση της ειδικής ώσης και άρα της συνολικής ώσης για συγκεκριμένο μέγεθος κινητήρα Αύξηση της παροχής μάζας μέσω του κινητήρα, χωρίς αλλαγή των παραμέτρων του κύκλου, αυξάνει την ώση. Αύξηση και των δυο παραπάνω μεγεθών μπορεί να βελτιώσει συνολικά την παραγόμενη ώση. Προφανώς απαιτείται κάποια μορφή επανασχεδιασμού του κινητήρα.

120 Αύξηση της Δύναμης Ώσης Για προσωρινή αύξηση της ώσης (thrust augmentation), π.χ. κατά την απογείωση κατά την επιτάχυνση από υποηχητική σε υπερηχητική ροή κατά τη διάρκεια στρατιωτικών ελιγμών Χρησιμοποιούνται δυο βασικές μέθοδοι: Έγχυση υγρού Μετάκαυση

121 Αύξηση της Δύναμης Ώσης Έγχυση υγρού (liquid injection) Χρησιμοποιείται σπάνια σε αεροπορικούς κινητήρες. Χρήσιμη μέθοδος για την αύξηση της δύναμης ώσης κατά την απογείωση. Απαιτεί σημαντικές ποσότητες υγρού. Αν το υγρό καταναλώνεται κατά την απογείωση και την αρχική αναρρίχηση, το μειονέκτημα από την αύξηση βάρους δεν είναι σημαντικό. Χρήση νερού: με μορφή spray στην είσοδο του συμπιεστή, προκαλεί εξάτμιση του νερού που οδηγεί σε απομάκρυνση θερμότητας από τον αέρα που με τη σειρά του έχει σαν αποτέλεσμα την πτώση θερμοκρασίας στην είσοδο του συμπιεστή. Χρήση μίγματος νερού και μεθανόλης: η μεθανόλη μειώνει το σημείο πήξης του νερού και επιπλέον καίγεται όταν βρεθεί στον θάλαμο καύσης. Έγχυση υγρού στον θάλαμο καύσης: δημιουργείται επιπλέον αντίσταση (blockage) από την παρουσία του υγρού στον θάλαμο καύσης, αναγκάζοντας τον συμπιεστή να λειτουργήσει σε έναν υψηλότερο λόγο συμπίεσης προκαλώντας αύξηση της δύναμης ώσης. Αύξηση της χρήσιμης παροχής μάζας λόγω της παρουσίας του υγρού.

122 Αύξηση της Δύναμης Ώσης Μετάκαυση (afterburning) Καύση πρόσθετου καυσίμου στον αγωγό jet Λόγω απουσίας περιστρεφόμενων πτερυγίων, η επιτρεπόμενη θερμοκρασία μετά την μετάκαυση είναι πολύ μεγαλύτερη από τη θερμοκρασία εισόδου στον στρόβιλο Χρήση στοιχειομετρικής καύσης για μέγιστη αύξηση της δύναμης ώσης και είναι δυνατό να εμφανιστούν τελικές θερμοκρασίες γύρω στους 2000K Η μεγάλη αύξηση της απαιτούμενης ροής καυσίμου είναι εμφανής από τις σχετικές θερμοκρασιακές αυξήσεις στον θάλαμο καύσης και στον μετακαυστήρα και υπάρχει σημαντική αρνητική επίπτωση στην αύξηση της ειδικής κατανάλωσης καυσίμου.

123 Αύξηση της Δύναμης Ώσης Μετάκαυση (afterburning) Θεωρώντας ένα συγκλίνον ακροφύσιο σε κατάσταση choked, η ταχύτητα του jet αντιστοιχεί στην ηχητική ταχύτητα στην κατάλληλη θερμοκρασία στο επίπεδο του ακροφυσίου (T 7 ή T 5, ανάλογα με το αν ο κινητήρας λειτουργεί με ή χωρίς μετάκαυση)

124 Αύξηση της Δύναμης Ώσης Μετάκαυση (afterburning) Η ταχύτητα του jet μπορεί να υπολογιστεί από τη σχέση c j = (γrt c ) 1/2, όπου η κρίσιμη θερμοκρασία (T c ) δίνεται από τη σχέση: T o6 /T c = (γ+1)/2 ή T o4 /T c = (γ+1)/2

125 Αύξηση της Δύναμης Ώσης Μετάκαυση (afterburning) Προκύπτει ότι η ταχύτητα του jet είναι ανάλογη με τη ρίζα του μεγέθους της ολικής θερμοκρασίας στην είσοδο του προωθητικού ακροφυσίου. Η συνολική δύναμη ώσης ορμής σε σχέση με αυτή του απλού στροβιλοαντιδραστήρα, θα είναι αυξημένη κατά τον λόγο (T o6 / T o4 ) 1/2

126 Αύξηση της Δύναμης Ώσης Μετάκαυση (afterburning) Για τα δεδομένα του σχήματος: (T o6 / T o4 ) 1/2 = (2000/ 959) 1/2 = 1.44 Η αύξηση στο καύσιμο θα είναι περίπου ίση με τον λόγο: ( )+( ) με μετάκαυση / ( ) χωρίς μετάκαυση = 2.64 Αύξηση της δύναμης ώσης κατά 44% με κόστος αύξησης της παροχής καυσίμου κατά 164%.

127 Αύξηση της Δύναμης Ώσης Μετάκαυση (afterburning) Σε μεγάλες ταχύτητες πτήσης το κέρδος σε ώση είναι πολύ μεγαλύτερο και συνήθως πολύ περισσότερο α[ό 100%. Π.χ. το Concorde χρησιμοποιεί μετάκαυση για διηχητική επιτάχυνση από M 0.9 μέχρι M 1.4 και η σημαντική αύξηση στη καθαρή ώση παρείχε γρήγορη επιτάχυνση μέσω της περιοχής υψηλής οπισθέλκουσας κοντά σε M 1.0. Αποτέλεσμα: μείωση της κατανάλωσης καυσίμου παρά την αύξηση της παροχής καυσίμου για μικρό χρονικό διάστημα. Ακόμη μεγαλύτερο κέρδος για στροβιλοανεμιστήρες χαμηλού λόγου παράκαμψης, λόγω της σχετικά χαμηλής θερμοκρασίας μετά την ανάμιξη του θερμού και του ψυχρού ρεύματος και των μεγάλων ποσοτήτων περίσσειας αέρα που διατίθεται για καύση. Στρατιωτικοί στροβιλοανεμιστήρες χρησιμοποιούν την μετάκαυση στην απογείωση και στην εκτέλεση ελιγμών μάχης.

128 Αύξηση της Δύναμης Ώσης Μετάκαυση (afterburning) Οι κινητήρες με μετάκαυση συμπεριλαμβάνουν ένα ακροφύσιο μεταβλητής επιφάνειας λόγω της μεγάλης αλλαγής στην πυκνότητα της ροής που προσεγγίζει το ακροφύσιο λόγω της μεγάλης αλλαγής στη θερμοκρασία. Συνήθως τίθεται σε λειτουργία όταν ο κινητήρας εργάζεται στη μέγιστη περιστροφική του ταχύτητα, που αναφέρεται στη μέγιστη τιμή της δύναμης ώσης. Ο μετακαυστήρας θα πρέπει να σχεδιαστεί έτσι ώστε ο κινητήρας να συνεχίζει να λειτουργεί με την ίδια περιστροφική ταχύτητα όταν χρησιμοποιείται μετάκαυση => το ακροφύσιο να μπορεί να περάσει την ίδια παροχή μάζας σε μια πολύ μειωμένη πυκνότητα. Αυτό μπορεί να επιτευχθεί μόνο αν εγκατασταθεί ένα ακροφύσιο μεταβλητής επιφάνειας που να επιτρέπει μια σημαντική αύξηση στην επιφάνειά του. Αυξημένη επιφάνεια ακροφυσίου => αύξηση στην ώση πίεσης.

129 Αύξηση της Δύναμης Ώσης Μετάκαυση (afterburning) Οι απώλειες πίεσης στον μετακαυστήρα μπορεί να είναι σημαντικές. Οι απώλειες πίεσης κατά την καύση οφείλονται στην τριβή του ρευστού και σε αλλαγές ορμής λόγω πρόσδωσης θερμότητας. Σε θαλάμους καύσης κυριαρχεί η επίδραση των δυνάμεων τριβής αλλά κατά τη μετάκαυση οι απώλειες πίεσης λόγω αλλαγών ορμής είναι πολύ περισσότερο σημαντικές. Η θερμοκρασιακή αύξηση καθορίζεται από τη θερμοκρασία εξόδου του στροβίλου και τον λόγο καυσίμου/αέρα στον μετακαυστήρα, ενώ οι απώλειες πίεσης λόγω αλλαγής της ορμής μπορεί να υπολογιστούν μέσω των συναρτήσεων Rayleigh και μιας αναλυτικής μεθόδου. Αυτή η απώλεια πίεσης βρέθηκε να είναι συνάρτηση του λόγου θερμοκρασίας στον μετακαυστήρα και του αριθμού Mach στην είσοδο του αγωγού. Αν ο αριθμός Mach εισόδου είναι πολύ μεγάλος, η απελευθέρωση θερμότητας μπορεί να οδηγήσει τον κατάντη αριθμό Mach να προσεγγίσει τη τιμή 1.0 και αυτό θέτει ένα ανώτατο όριο στην επιτρεπτή απελευθέρωση θερμότητας: φαινόμενο θερμικού choking.

130 Αύξηση της Δύναμης Ώσης Μετάκαυση (afterburning) Ο αριθμός Mach στην έξοδο του στροβίλου ενός κινητήρα jet είναι περίπου 0.5 και είναι απαραίτητο να γίνει προσθήκη ενός διαχύτη ανάμεσα στον στρόβιλο και στον μετακαυστήρα για μείωση του αριθμό Mach γύρω στο πριν την εισαγωγή του καυσίμου του μετακαυστήρα.

131 Αύξηση της Δύναμης Ώσης Μετάκαυση (afterburning) Ακόμη και όταν δεν είναι σε λειτουργία, ένας μετακαυστήρας συνοδεύεται από επιπρόσθετες απώλειες πίεσης λόγω της παρουσίας των καυστήρων και των συσκευών σταθεροποίησης της φλόγας. Οι πολύ υψηλές ταχύτητες jet που προκαλούνται από ένα μεγάλο βαθμό μετάκαυσης προκαλούν αυξημένο θόρυβο από την εξαγωγή.

132 Αύξηση της Δύναμης Ώσης Πηγή: Animagraffs.com

133 Διάφορα Θέματα Αξιοποίηση κοινών Πυρήνων Η σχεδίαση του πυρήνα (συμπιεστής ΥΠ, θάλαμος καύσης, στρόβιλος και άτρακτος) θέτει τα απαιτητικότερα προβλήματα από πλευράς κόστους. Η προσέγγιση του κοινού πυρήνα επιτρέπει σε έναν κατασκευαστή να αναπτύξει έναν κινητήρα π.χ. τύπου στροβιλοανεμιστήρα με υψηλό λόγο παράκαμψης για εφαρμογές πολιτικής αεροπορίας και έναν κινητήρα με χαμηλό λόγο παράκαμψης για στρατιωτική χρήση. Παράδειγμα. Αρχικά αναπτύχθηκε ο κινητήρας χαμηλού λόγου παράκαμψης F 101 της GE για χρήση στο βομβαρδιστικό B-1B. Στη συνέχεια με βάση τον πυρήνα αυτού του κινητήρα και τη σχεδίαση ενός νέου στροβίλου και ενός ανεμιστήρα υψηλού λόγου πίεσης. Προέκυψε ο κινητήρας CFM56-5 που αποτελεί τον κινητήρα πολιτικής αεροπορίας με τις περισσότερες πωλήσεις (εφαρμογή στα Airbus A320, Airbus A340 και Boeing 737) Κινητήρας GE F 101 και το βομβαρδιστικό B-1B A CFM56 engine (CFM56-5) David Monniaux, CC BY-SA 3.0

134 Διάφορα Θέματα Αξιοποίηση κοινών Πυρήνων Δυο στροβιλοανεμιστήρες σχεδιασμένοι σε μια κοινή κεντρική γραμμή (PW 530 επάνω και PW 545 κάτω). Ο PW 530 χρησιμοποιεί την απλούστερη δυνατή διάταξη, ενώ στον PW 545 προστίθεται μια βαθμίδα booster και περιλαμβάνεται ένας ανεμιστήρας μεγαλύτερης διαμέτρου για αύξηση της παροχής μάζας αέρα. Πηγή: Pratt & Whitney Canada

135 Διάφορα Θέματα Κινητήρες Κάθετης Απογείωσης και Προσγείωσης (VTOL) Ένα αεροσκάφος που σχεδιάζεται για κάθετη απογείωση και προσγείωση, απαιτεί μια δύναμη ώσης απογείωσης που είναι περίπου 120% του βάρους απογείωσης, διότι όλη η άνωση θα πρέπει να παραχθεί από το σύστημα πρόωσης. Επιχειρήθηκε η χρήση κινητήρων VTOL τόσο σε αεροσκάφη πολιτικής όσο και πολεμικής αεροπορίας. Ωστόσο, το μεγάλο μέγεθος των κινητήρων και τα επίπεδα θορύβου απέτρεψαν την εφαρμογή τους στη πολιτική αεροπορία. Στην πολεμική αεροπορία η τεχνολογία αυτή επιτρέπει την προσγείωση και απογείωση από απροετοίμαστες περιοχές ή από κατεστραμμένα αεροδρόμια. Το πιο επιτυχημένο σύστημα VTOL είναι η μονοκινητήρια εγκατάσταση κατευθυνόμενης ώσης (vectored thrust) του κινητήρα Rolls-Royce Pegasus που χρησιμοποιείται από το αεροσκάφος Harrier WyrdLight.com, CC BY 3.0

136 Διάφορα Θέματα Κινητήρες Κάθετης Απογείωσης και Προσγείωσης (VTOL) Απογείωση Harrier/AV-8B από αεροπλανοφόρο Εμπρόσθια όψη κινητήρα Pegasus Αποτελεί τη καλύτερη λύση για στρατιωτικά αεροσκάφη σε μικρό μήκος απογείωσης (Short Take-Off). Στην άνω φωτογραφία ένα Harrier/AV- 8B απογειώνεται σε μικρό μήκος απογείωσης από αεροπλανοφόρο του οποίου το κατάστρωμα είναι βρεγμένο. Πίσω όψη κινητήρα Pegasus Jaypee, CC BY-SA 3.0

137 Διάφορα Θέματα Κινητήρες Κάθετης Απογείωσης και Προσγείωσης (VTOL) Κάτοψη κινητήρα Pegasus

138 Διάφορα Θέματα Κινητήρες Κάθετης Απογείωσης και Προσγείωσης (VTOL) Αυτό το σύστημα χρειάζεται να εγκατασταθεί κοντά στο κέντρο βάρους του αεροσκάφους και οι παράμετροι του κύκλου θα πρέπει να επιλεγούν με τέτοιο τρόπο ώστε να παρέχουν την ίδια ώση από το ψυχρό και το θερμό ρεύμα. Η ικανότητα κατευθυνόμενης ώσης σημαίνει ότι η ώση μπορεί να κατευθύνει κατακόρυφα για κατακόρυφη απογείωση και προσγείωση και οριζόντια για κανονική πτήση.

139 Διάφορα Θέματα Κινητήρες Κάθετης Απογείωσης και Προσγείωσης (VTOL) Ιδιαίτερο πλεονέκτημα: η ώση μπορεί να κατευθυνθεί να δώσει συνιστώσες κατακόρυφης και οριζόντιας ώσης ή ακόμη και μια αντίθετη ώση. Αυτή η ευελιξία επιτρέπει το αεροσκάφος να λειτουργεί σαν VTOL, συμβατικής απογείωσης και προσγείωσης (CTOL) ή μειωμένης απογείωσης και προσγείωσης (RTOL). Μια ταυτόχρονη μικρή οριζόντια πορεία κατά την απογείωση (π.χ. 100 m) μπορεί να παρέχει σημαντική αύξηση του μεταφερόμενου φορτίου.

140 Διάφορα Θέματα Κινητήρες Κάθετης Απογείωσης και Προσγείωσης (VTOL) Άλλες τέτοιες περιπτώσεις αεροσκαφών αποτελούν το αεροσκάφος Bell Boeing V-22 Osprey και το πιο πρόσφατο μαχητικό Lockheed Martin F-35 Lightning II Tosaka, CC BY 3.0