alle jetmotorer er reaksjonsmotorer som genererer trykk ved å sende ut en væskestråle bakover med relativt høy hastighet. Kreftene på innsiden av motoren som trengs for å skape denne jet gi en sterk skyvekraft på motoren som skyver håndverket fremover.Jetmotorer lager sin jet fra drivstoff lagret i tanker som er festet til motoren (som i en rakett), så vel som i kanalmotorer (de som vanligvis brukes på fly) ved å innta en ekstern væske (veldig typisk luft) og utvise den med høyere hastighet.

drivende dyserediger

drivdysen er nøkkelkomponenten i alle jetmotorer, da den skaper eksosstrålen. Propelling dyser slå interne og trykk energi til høy hastighet kinetisk energi. Det totale trykket og temperaturen endres ikke gjennom dysen, men deres statiske verdier faller når gassen øker.

hastigheten til luften som kommer inn i dysen er lav, omtrent Mach 0,4, en forutsetning for å minimere trykktap i kanalen som fører til dysen. Temperaturen som kommer inn i dysen kan være så lav som havnivå for en viftedyse i kald luft ved cruisehøyder. Det kan være så høyt SOM 1000k avgasstemperatur for en supersonisk etterbrenningsmotor ELLER 2200K med etterbrenner opplyst. Trykket som kommer inn i dysen kan variere fra 1,5 ganger trykket utenfor dysen, for en enkelt trinns vifte, til 30 ganger for det raskeste bemannede flyet på mach 3+.Konvergente dyser kan bare akselerere gassen opp til lokale soniske (Mach 1) forhold. For å nå høye flyhastigheter er det nødvendig med enda større eksoshastigheter, og derfor brukes en konvergent-divergerende dyse ofte på høyhastighetsfly.

dysestykket er høyest hvis gassens statiske trykk når omgivelsesverdien når den forlater dysen. Dette skjer bare hvis dyseutgangsområdet er riktig verdi for dysetrykkforholdet (npr). Siden npr endres med motorstøtinnstilling og flyhastighet, er dette sjelden tilfelle. Også ved supersoniske hastigheter er det divergerende området mindre enn nødvendig for å gi fullstendig intern ekspansjon til omgivelsestrykk som en avveining med ekstern kroppsdrag. Whitford gir F-16 som et eksempel. Andre underekspanderte eksempler var XB-70 og SR-71.

dysestørrelsen, sammen med området til turbindysene, bestemmer kompressorens driftstrykk.

ThrustEdit

Energieffektivitet knyttet til fly jetmotorerrediger

denne oversikten fremhever hvor energitap forekommer i komplette jetfly kraftverk eller motor installasjoner.

en jetmotor i ro, som på et teststativ, suger i drivstoff og genererer trykk. Hvor godt det gjør dette vurderes av hvor mye drivstoff det bruker og hvilken kraft som kreves for å begrense det. Dette er et mål for effektiviteten. Hvis noe forverres inne i motoren (kjent som ytelsesforringelse), blir det mindre effektivt, og dette vil vise når drivstoffet gir mindre trykk. Hvis en endring er gjort til en indre del som gjør at luft / forbrenningsgasser å flyte mer jevnt motoren vil være mer effektiv og bruke mindre drivstoff. En standarddefinisjon brukes til å vurdere hvordan forskjellige ting endrer motorens effektivitet og også for å tillate sammenligninger mellom forskjellige motorer. Denne definisjonen kalles spesifikt drivstofforbruk, eller hvor mye drivstoff som trengs for å produsere en trykkenhet. For eksempel vil det være kjent for en bestemt motordesign at hvis noen støt i en bypass-kanal glattes ut, vil luften strømme mer jevnt, noe som gir en trykkreduksjon på x% og y% mindre drivstoff vil være nødvendig for å få startkraften, for eksempel. Denne forståelsen kommer under engineering disiplin Jet engine ytelse. Hvordan effektiviteten påvirkes av fremdriftshastighet og ved å levere energi til flysystemer, blir nevnt senere.effektiviteten til motoren styres hovedsakelig av driftsforholdene inne i motoren, som er trykket som produseres av kompressoren og temperaturen på forbrenningsgassene ved det første settet med roterende turbinblader. Trykket er det høyeste lufttrykket i motoren. Turbinrotortemperaturen er ikke den høyeste i motoren, men er den høyeste ved hvilken energioverføring finner sted (høyere temperaturer forekommer i brenneren). Ovennevnte trykk og temperatur er vist på Et Termodynamisk syklusdiagram.

effektiviteten endres ytterligere av hvor jevnt luften og forbrenningsgassene strømmer gjennom motoren, hvor godt strømmen er justert (kjent som innfallsvinkel) med de bevegelige og stasjonære passasjer i kompressorene og turbinene. Ikke-optimale vinkler, samt ikke-optimale passasje-og bladformer kan forårsake fortykkelse og separasjon Av Grenselag og dannelse av Sjokkbølger. Det er viktig å bremse strømmen (lavere hastighet betyr mindre trykktap eller Trykkfall) når den beveger seg gjennom kanaler som forbinder de ulike delene. Hvor godt de enkelte komponentene bidrar til å omdanne drivstoff til skyvekraft, kvantifiseres ved tiltak som effektivitet for kompressorer, turbiner og forbrenning og trykktap for kanalene. Disse er vist som linjer på Et Termodynamisk syklusdiagram.

motorens effektivitet, eller termisk effektivitet, kjent som η t h {\displaystyle \eta _{th}}

. er avhengig Av De Termodynamiske syklusparametrene, maksimalt trykk og temperatur, og på komponenteffektivitet, η c o m p r e s s o r {\displaystyle \eta _{compressor}}

, η c o m b u s t i o n {\displaystyle \eta _{combustion}}

og η t u r b i n e {\displaystyle \eta _{turbine}}

og tap av kanaltrykk.

motoren trenger trykkluft for seg selv bare for å kjøre vellykket. Denne luften kommer fra sin egen kompressor og kalles sekundærluft. Det bidrar ikke til å gjøre thrust så gjør motoren mindre effektiv. Det brukes til å bevare motorens mekaniske integritet, for å stoppe overoppheting av deler og for å hindre at olje kommer ut av lagrene for eksempel. Bare noe av denne luften tatt fra kompressorene går tilbake til turbinstrømmen for å bidra til trykkproduksjon. Enhver reduksjon i mengden som trengs forbedrer motorens effektivitet. Igjen vil det være kjent for en bestemt motordesign at et redusert behov for kjølestrøm på x% vil redusere det spesifikke drivstofforbruket med y%. Med andre ord vil det bli nødvendig med mindre drivstoff for å gi startkraft, for eksempel. Motoren er mer effektiv.

alle de ovennevnte hensynene er grunnleggende for motoren som kjører alene og samtidig ikke gjør noe nyttig, det vil si at den ikke beveger et fly eller leverer energi til flyets elektriske, hydrauliske og luftsystemer. I flyet gir motoren bort noe av sitt trykkproducerende potensial, eller drivstoff, for å drive disse systemene. Disse kravene, som forårsaker installasjonstap, reduserer effektiviteten. Det bruker noe drivstoff som ikke bidrar til motorens trykk.

Til Slutt, når flyet flyr, inneholder drivstrålen selv bortkastet kinetisk energi etter at den har forlatt motoren. Dette kvantifiseres med begrepet propulsiv, Eller Froude, effektivitet η p {\displaystyle \ eta _{p}}

og kan reduseres ved å omforme motoren for å gi den bypassstrøm og lavere hastighet for drivstrålen, for eksempel som en turboprop-eller turbofan-motor. Samtidig øker hastigheten fremover den η t h {\displaystyle \ eta _{th}}

ved å øke det Totale trykkforholdet.

motorens samlede effektivitet ved flyhastighet er definert som η o = η puma t h {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

.

den η o {\displaystyle \ eta _{o}}

ved flyhastighet avhenger av hvor godt inntaket komprimerer luften før den overleveres til motorkompressorene. Inntakskompresjonsforholdet, som kan være så høyt som 32:1 ved Mach 3, legger til motorkompressoren for å gi Det Totale trykkforholdet og η t h {\displaystyle \ eta _{th}}

For Den Termodynamiske syklusen. Hvor godt det gjør dette, er definert av trykkutvinningen eller måling av tapene i inntaket. Mach 3 bemannet fly har gitt en interessant illustrasjon av hvordan disse tapene kan oke dramatisk pa et oyeblikk. Den Nordamerikanske XB-70 Valkyrie Og Lockheed Sr-71 Blackbird På Mach 3 hver hadde trykk inngang på ca 0.8, på grunn av relativt lave tap under kompresjonsprosessen, dvs. gjennom systemer med flere støt. Under en’ unstart ‘ vil det effektive støtsystemet bli erstattet av et svært ineffektivt enkeltstøt utover innløpet og en inntaksutvinning på omtrent 0,3 og et tilsvarende lavt trykkforhold.

drivdysen ved hastigheter over Om Mach 2 har vanligvis ekstra interne trykktap fordi utgangsområdet ikke er stort nok som en avveining med ekstern etterbelastning.

Selv om en bypass-motor forbedrer fremdriftseffektiviteten, oppstår det tap av seg selv inne i selve motoren. Maskiner må legges til for å overføre energi fra gassgeneratoren til en bypass luftstrøm. Det lave tapet fra drivdysen til en turbojet legges til med ekstra tap på grunn av ineffektivitet i den ekstra turbinen og viften. Disse kan være inkludert i en overføring, eller overføring, effektivitet η t {\displaystyle \ eta _{T}}

. Disse tapene er imidlertid mer enn gjort opp av forbedringen i fremdriftseffektivitet. Det er også ekstra trykktap i bypass-kanalen og en ekstra drivdyse.

Med tilkomsten av turbofaner med deres tapsmaskiner har Det Som foregår inne i motoren blitt skilt av Bennett, for eksempel mellom gassgenerator og overføringsmaskiner som gir η o = η p η t {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{t}}

.

energieffektiviteten ( η o {\displaystyle \eta _{o}}

) av jetmotorer installert i kjøretøy har to hovedkomponenter:

• fremdriftseffektivitet ( η p {\displaystyle \eta _{p}}
  

  ): hvor mye av energien til strålen ender opp i kjøretøyets kropp i stedet for å bli båret bort som kinetisk energi av strålen.

• sykluseffektivitet ( η t h {\displaystyle \eta _{th}}
  

): hvor effektivt motoren kan akselerere strålen

Selv om samlet energieffektivitet η o {\displaystyle \eta _{o}}

er: η o = η p η t h {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

for alle jetmotorer er fremdriftseffektiviteten høyest ettersom eksosstrålehastigheten nærmer seg kjøretøyets hastighet, da dette gir den minste resthastigheten.kinetisk energi. For en airbreathing-motor gir en eksoshastighet lik kjøretøyets hastighet, eller en η p {\displaystyle \eta _{p}}

lik en, null trykk uten netto momentumendring. Formelen for luftpustemotorer som beveger seg med hastighet v {\displaystyle v}

med en eksoshastighet v e {\displaystyle v_{e}}

, og forsømmer drivstoffstrømmen, er: η p = 2 1 + v e v {\displaystyle \eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{e}}{v}}}}

og for en rakett:

η p = 2 (v v e ) 1 + (v v e) 2 {\displaystyle \ eta _{p}={\frac {2\, ({\frac {v}{v_{e}}})}{1+({\frac {v}{v_{e}}})^{2}}}}

i tillegg til fremdriftseffektivitet er en annen faktor sykluseffektivitet; en jetmotor er en form for varmemotor. Varmemotorens effektivitet bestemmes av forholdet mellom temperaturer nådd i motoren og det som er utmattet ved dysen. Dette har forbedret seg kontinuerlig over tid ettersom nye materialer har blitt introdusert for å tillate høyere maksimale syklustemperaturer. For EKSEMPEL er komposittmaterialer, som kombinerer metaller med keramikk, utviklet FOR HP turbinblader, som kjører ved maksimal syklustemperatur. Effektiviteten er også begrenset av det totale trykkforholdet som kan oppnås. Sykluseffektiviteten er høyest i rakettmotorer (~60+%), da de kan oppnå ekstremt høye forbrenningstemperaturer. Sykluseffektiviteten i turbojet og lignende er nærmere 30%, på grunn av mye lavere toppsyklustemperaturer.

Typisk forbrenningseffektivitet av et fly gassturbin over driftsområdet.

forbrenningseffektiviteten til de fleste gassturbinmotorer på havnivå takeoffforholderer nesten 100%. Det reduseres ikke-lineært til 98% ved høyde cruise forhold. Luft-drivstoff forholdet varierer fra 50:1 til 130: 1. For alle typer forbrenningskammer er det en rik og svak grense for luft-drivstoffforholdet, utover hvilket flammen slokkes. Omfanget av luft-drivstoff forholdet mellom de rike og svake grenser reduseres med en økning av lufthastigheten. Hvis den økende luftmassestrømmen reduserer drivstoffforholdet under en viss verdi, oppstår flammeutslettelse.

Spesifikk impuls som en funksjon av hastighet for forskjellige stråletyper med parafinbrensel (hydrogen Isp ville være omtrent dobbelt så høy). Selv om effektiviteten stuper med fart, er større avstander dekket. Effektivitet per enhet avstand (per km eller mil) er omtrent uavhengig av hastighet for jetmotorer som en gruppe; men fly blir ineffektive ved supersoniske hastigheter.

Forbruk av drivstoff eller drivstoffrediger

et nært beslektet (men forskjellig) konsept til energieffektivitet er forbruket av drivmasse. Drivstoffforbruk i jetmotorer måles ved spesifikt drivstofforbruk, spesifikk impuls eller effektiv eksoshastighet. Alle måler det samme. Spesifikk impuls og effektiv eksoshastighet er strengt proporsjonal, mens spesifikt drivstofforbruk er omvendt proporsjonalt med de andre.

for luftpustemotorer som turbojets er energieffektivitet og drivstoffeffektivitet mye det samme, siden drivstoffet er et drivstoff og energikilden. I rakett er drivstoffet også eksos, og dette betyr at et høyt energidrivstoff gir bedre drivstoffeffektivitet, men kan i noen tilfeller faktisk gi lavere energieffektivitet.det kan ses i tabellen (like nedenfor) at de subsoniske turbofanene som General Electrics CF6 turbofan bruker mye mindre drivstoff for å generere trykk i et sekund enn Concordes Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 Turbojet. Men siden energi er kraft ganger avstand og avstanden per sekund var større For Concorde, var den faktiske kraften generert av motoren for samme mengde drivstoff høyere For Concorde Ved Mach 2 enn CF6. Dermed Var Concordes motorer mer effektive når det gjelder energi per kilometer.

Trykk-til-vekt-forholdrediger

trykk-til-vekt-forhold – vektforholdet mellom jetmotorer med lignende konfigurasjoner varierer med skala, men er for det meste en funksjon av motorkonstruksjonsteknologi. For en gitt motor, jo lettere motoren, jo bedre skyvekraft er, desto mindre drivstoff brukes til å kompensere for dra på grunn av heisen som trengs for å bære motorvekten, eller for å akselerere motorens masse.som det fremgår av tabellen nedenfor, oppnår rakettmotorer generelt mye høyere trykk-til-vekt-forhold enn kanalmotorer som turbojet-og turbofan-motorer. Dette skyldes hovedsakelig at raketter nesten universelt bruker tett væske eller fast reaksjonsmasse som gir et mye mindre volum og dermed trykksystemet som leverer dysen, er mye mindre og lettere for samme ytelse. Duct motorer har å forholde seg til luft som er to til tre størrelsesordener mindre tett og dette gir trykk over mye større områder, som igjen resulterer i mer tekniske materialer som trengs for å holde motoren sammen og for luftkompressoren.

Sammenligning av typesEdit

propellmotorer håndterer større luftmassestrømmer, og gir dem mindre akselerasjon enn jetmotorer. Siden økningen i lufthastigheten er liten, ved høye flyhastigheter er kraften tilgjengelig for propelldrevne fly liten. Men ved lave hastigheter drar disse motorene nytte av relativt høy fremdriftseffektivitet.på den annen side akselererer turbojets en mye mindre massestrøm av inntaksluft og brent drivstoff, men de avviser det med svært høy hastighet. Når En De Laval dyse brukes til å akselerere en varm motor eksos, utløpshastigheten kan være lokalt supersonisk. Turbojets er spesielt egnet for fly som reiser med svært høye hastigheter.

Turbofaner har en blandet eksos som består av bypassluften og den varme forbrenningsproduktgassen fra kjernemotoren. Mengden luft som omgår kjernemotoren i forhold til mengden som strømmer inn i motoren, bestemmer det som kalles en turbofan ‘ s bypass ratio (BPR).Mens en turbojetmotor bruker all motorens effekt til å produsere trykk i form av en varm høyhastighets eksosstråle, gir en turbofans kjølige lavhastighets bypassluft mellom 30% og 70% av den totale kraften som produseres av et turbofan-system.

net thrust (FN) generert av en turbofan kan også utvides som:

F N = m e v h e − m O v a + B P r ( m c v f ) {\displaystyle f_{N}={\dot {m}}_{e}v_{e}-{\dot {m}}_{a}v_{a}+BPR\,({\dot {m}}_{c}v_{f})}

HVOR:

ṁ e	= massen pris av varme forbrenning eksos strømmen fra core engine
ṁo	= massen pris av totalt luftstrøm inn turbofan = ṁc + ṁf
ṁc	= massen pris inntak av luft som strømmer til core engine
ṁf	= massen pris inntak av luft som går core engine
vf	= hastigheten på luftstrømmen forbigått rundt core engine
vhe	= hastigheten av varme avgass fra kjernemotoren
vo	= hastigheten til det totale luftinntaket = flyets sanne hastighet
	= Bypassforhold

rakettmotorer har ekstremt høy eksoshastighet og er derfor best egnet for høye hastigheter (hypersonic) og store høyder. Ved en hvilken som helst gasspjeld forbedres skyvekraft og effektivitet av en rakettmotor noe med økende høyde (fordi tilbaketrykket faller og dermed øker netto skyvekraft ved dyseutgangsplanet), mens med en turbojet (eller turbofan) den fallende tettheten av luften som kommer inn i inntaket (og de varme gassene som forlater dysen) fører til at netto skyvekraft reduseres med økende høyde. Rakettmotorer er mer effektive enn selv scramjets over omtrent Mach 15.

Høyde og hastighetrediger

med unntak av scramjets, jetmotorer, fratatt sine innløpssystemer kan bare akseptere luft på rundt halvparten av lydens hastighet. Innløpssystemets jobb for transoniske og supersoniske fly er å senke luften og utføre noe av kompresjonen.

grensen for maksimal høyde for motorer er satt av brennbarhet – i svært høye høyder blir luften for tynn til å brenne, eller etter kompresjon, for varm. For turbojet motorer høyder på ca 40 km synes å være mulig, mens for ramjet motorer 55 km kan være oppnåelig. Scramjets kan teoretisk klare 75 km. Rakettmotorer har selvfølgelig ingen øvre grense.

på mer beskjedne høyder, flyr raskere komprimerer luften på forsiden av motoren, og dette oppvarmer luften sterkt. Den øvre grensen antas vanligvis å være Om Mach 5-8, som ovenfor om Mach 5.5, har det atmosfæriske nitrogen en tendens til å reagere på grunn av de høye temperaturene ved innløpet, og dette bruker betydelig energi. Unntaket til dette er scramjets som kan være i stand til å oppnå Om Mach 15 eller mer, som de unngå å bremse luften, og raketter igjen har ingen spesiell fartsgrense.

NoiseEdit

støyen fra en jetmotor har mange kilder. Disse inkluderer, i tilfelle av gassturbinmotorer, vifte, kompressor, combustor, turbin og propelling jet/s.

drivstrålen produserer jetstøy som er forårsaket av den voldelige blandingsvirkningen av høyhastighetsstrålen med omgivende luft. I subsonisk tilfelle produseres støyen av eddier og i supersonisk tilfelle Av Mach-bølger. Lydeffekten som utstråles fra en jet varierer med jethastigheten hevet til den åttende kraften for hastigheter opp til 2,000 ft/sek og varierer med hastigheten cubed over 2,000 ft/sek. dermed er de lavere hastighetsdysene som sendes ut fra motorer som høye bypass turbofaner, de stilleste, mens de raskeste strålene, som raketter, turbojets og ramjets, er høyest. For kommersielle jetfly har jetstøyen redusert fra turbojet gjennom bypassmotorer til turbofaner som følge av en progressiv reduksjon i drivhastigheter. FOR EKSEMPEL HAR JT8D, en bypass-motor, en jethastighet på 1450 ft/sek, mens JT9D, en turbofan, har jethastigheter på 885 ft/sek (kald) og 1190 ft/sek (varm).ankomsten av turbofan erstattet den svært karakteristiske jetstøyen med en annen lyd kjent som «buzz saw» – støy. Opprinnelsen er sjokkbølgene som kommer fra de supersoniske viftebladene ved startkraft.

CoolingEdit

Tilstrekkelig varmeoverføring vekk fra arbeidsdelene til jetmotoren er avgjørende for å opprettholde styrken på motormaterialene og sikre lang levetid for motoren.

etter 2016 pågår forskning i utviklingen av transpirasjonskjølingsteknikker til jetmotorkomponenter.