alle straalmotoren zijn reactiemotoren die stuwkracht genereren door een vloeistofstraal achterwaarts uit te zenden bij een relatief hoog toerental. De krachten aan de binnenkant van de motor die nodig zijn om deze straal te creëren geven een sterke stuwkracht op de motor die het vaartuig naar voren duwt.

straalmotoren maken hun straal van stuwstof die is opgeslagen in tanks die aan de motor zijn bevestigd (zoals in een “raket”) en in kanaalmotoren (die gewoonlijk in vliegtuigen worden gebruikt) door een externe vloeistof (zeer typisch lucht) op te nemen en deze met hogere snelheid af te voeren.

Stuwmondstuk

het stuwmondstuk is het belangrijkste onderdeel van alle straalmotoren omdat het de uitlaatgasstraal creëert. Stuwmonden zetten interne en drukenergie om in kinetische energie met hoge snelheid. De totale druk en temperatuur veranderen niet door het mondstuk, maar hun statische waarden dalen als het gas versnelt.

De snelheid van de lucht die het mondstuk binnenkomt is laag, ongeveer mach 0,4, een vereiste voor het minimaliseren van drukverliezen in het kanaal dat naar het mondstuk leidt. De temperatuur die het mondstuk binnenkomt kan zo laag zijn als de omgevingstemperatuur op zeeniveau voor een ventilator mondstuk in de koude lucht op kruishoogten. Het kan zo hoog zijn als de 1000K uitlaatgastemperatuur voor een supersonische naverbrander of 2200K met naverbrander aangestoken. De druk die het mondstuk binnendringt kan variëren van 1,5 keer de druk buiten het mondstuk, voor een ééntraps ventilator, tot 30 keer voor de snelst bemande vliegtuigen bij mach 3+.

convergente sproeiers kunnen het gas alleen versnellen tot lokale sonische (Mach 1) omstandigheden. Om hoge vliegsnelheden te bereiken, zijn nog grotere uitlaatsnelheden nodig, en dus wordt een convergent-divergente mondstuk vaak gebruikt op hogesnelheidsvliegtuigen.

de stuwkracht van de straalpijp is het hoogst als de statische druk van het gas de omgevingswaarde bereikt wanneer het de straalpijp verlaat. Dit gebeurt alleen als het uitstroomgebied van de spuitmond de juiste waarde is voor de drukverhouding van de spuitmond (npr). Aangezien de npr verandert met de instelling van de motorstuwkracht en de vliegsnelheid is dit zelden het geval. Ook bij supersonische snelheden is het divergente gebied minder dan nodig is om volledige interne expansie te geven aan de omgevingsdruk als een trade-off met externe weerstand van het lichaam. Whitford geeft de F-16 als voorbeeld. Andere onderexpanded voorbeelden waren de XB-70 en SR-71.

De grootte van de sproeiers, samen met het oppervlak van de turbinesproeiers, bepaalt de bedrijfsdruk van de compressor.

ThrustEdit

energie-efficiëntie met betrekking tot vliegtuigmotoren edit

dit overzicht laat zien waar energieverliezen optreden in complete straalmotoren of motorinstallaties.

een straalmotor in rust, zoals op een testbank, zuigt brandstof op en genereert stuwkracht. Hoe goed het dit doet wordt beoordeeld door hoeveel brandstof het gebruikt en welke kracht nodig is om het te bedwingen. Dit is een maatstaf voor de efficiëntie. Als er iets verslechtert in de motor (bekend als prestatievermindering) zal het minder efficiënt zijn en dit zal blijken wanneer de brandstof minder stuwkracht produceert. Als een wijziging wordt aangebracht in een intern onderdeel waardoor de lucht/verbrandingsgassen soepeler kunnen stromen, zal de motor efficiënter zijn en minder brandstof verbruiken. Een standaarddefinitie wordt gebruikt om te beoordelen hoe verschillende dingen het motorrendement veranderen en om vergelijkingen tussen verschillende motoren mogelijk te maken. Deze definitie wordt specifiek brandstofverbruik genoemd, of hoeveel brandstof er nodig is om één eenheid stuwkracht te produceren. Bijvoorbeeld, het zal bekend zijn voor een bepaald motorontwerp dat als sommige hobbels in een bypass kanaal worden gladgestreken de lucht soepeler zal stromen waardoor een drukverlies vermindering van x% en y% minder brandstof nodig zal zijn om de take-off stuwkracht te krijgen, bijvoorbeeld. Dit begrip valt onder de technische discipline Jet engine performance. Hoe de efficiëntie wordt beïnvloed door voorwaartse snelheid en door het leveren van energie aan vliegtuigsystemen wordt later vermeld.

het rendement van de motor wordt voornamelijk bepaald door de bedrijfsomstandigheden in de motor, namelijk de druk die door de compressor wordt geproduceerd en de temperatuur van de verbrandingsgassen bij de eerste reeks roterende turbinebladen. De druk is de hoogste luchtdruk in de motor. De rotortemperatuur van de turbine is niet de hoogste in de motor, maar wel de hoogste waarbij energie wordt overgedragen ( hogere temperaturen komen voor in de combustor). Bovenstaande druk en temperatuur worden weergegeven op een thermodynamische cyclus diagram.

het rendement wordt verder gewijzigd door hoe soepel de lucht en de verbrandingsgassen door de motor stromen, hoe goed de stroom is uitgelijnd (bekend als invalshoek) met de bewegende en stationaire passages in de compressoren en turbines. Niet-optimale hoeken, evenals niet-optimale doorgang en blade vormen kunnen verdikking en scheiding van Grenslagen en vorming van schokgolven veroorzaken. Het is belangrijk om de stroom te vertragen (lagere snelheid betekent minder drukverlies of drukval) wanneer deze door kanalen reist die de verschillende onderdelen verbinden. Hoe goed de afzonderlijke componenten bijdragen aan het omzetten van brandstof in stuwkracht wordt gekwantificeerd door maatregelen zoals efficiëntieverbeteringen voor de compressoren, turbines en combustor en drukverliezen voor de leidingen. Deze zijn weergegeven als lijnen op een thermodynamische cyclus diagram.

het motorrendement, of thermisch rendement, bekend als η t h {\displaystyle \eta _{th}}

. is afhankelijk van de Thermodynamische cyclus parameters, maximale druk en temperatuur, en onderdeel van de efficiëntie η c o m p r e s s o r {\displaystyle \eta _{compressor}}

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

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

en duct druk verliezen.

de motor heeft perslucht nodig om succesvol te kunnen draaien. Deze lucht komt van zijn eigen compressor en wordt secundaire lucht genoemd. Het draagt niet bij aan het maken van stuwkracht dus maakt de motor minder efficiënt. Het wordt gebruikt om de mechanische integriteit van de motor te behouden, om oververhitting van onderdelen te voorkomen en om bijvoorbeeld te voorkomen dat olie uit lagers ontsnapt. Slechts een deel van deze lucht uit de compressoren keert terug naar de turbinestroom om bij te dragen aan de stuwkrachtproductie. Elke vermindering van de benodigde hoeveelheid verbetert het motorrendement. Nogmaals, het zal bekend zijn voor een bepaald motorontwerp dat een verminderde behoefte aan koelstroom van x% het specifieke brandstofverbruik met y%zal verminderen. Met andere woorden, er zal minder brandstof nodig zijn om bijvoorbeeld de startstuwkracht te geven. De motor is efficiënter.

alle bovenstaande overwegingen zijn van fundamenteel belang voor de motor die alleen draait en tegelijkertijd niets nuttigs doet, dat wil zeggen dat hij geen vliegtuig verplaatst of energie levert voor de elektrische, hydraulische en luchtsystemen van het vliegtuig. In het vliegtuig geeft de motor een deel van zijn stuwkracht-producerende potentieel weg, of brandstof, om deze systemen aan te drijven. Deze eisen, die installatieverliezen veroorzaken, verminderen de efficiëntie. Het gebruikt wat brandstof die niet bijdraagt aan de stuwkracht van de motor.

ten slotte, wanneer het vliegtuig vliegt, bevat de stuwstraal zelf verspilde kinetische energie nadat het de motor heeft verlaten. Dit wordt gekwantificeerd door de term propulsive, of Froude, efficiency η p {\displaystyle \ eta _{p}}

en kan worden verminderd door de motor zodanig te herontwerpen dat deze een bypass flow krijgt en een lager toerental voor de stuwstraalmotor, bijvoorbeeld als turboprop-of turbofan-motor. Tegelijkertijd verhoogt de voorwaartse snelheid De η t h {\displaystyle \ eta _{th}}

door de totale drukverhouding te verhogen.

het totale rendement van de motor bij vliegsnelheid wordt gedefinieerd als η o = η p η t h {\displaystyle \ eta _{o} = \eta _{p}\eta _{th}}

.

De η o {\displaystyle \ eta _{o}}

bij vliegsnelheid hangt af van hoe goed de inlaat de lucht comprimeert voordat deze wordt overgedragen aan de motorcompressoren. De inlaatcompressieverhouding, die kan oplopen tot 32:1 bij Mach 3, wordt toegevoegd aan die van de motorcompressor om de totale drukverhouding te geven en η t h {\displaystyle \eta _{th}}

voor de thermodynamische cyclus. Hoe goed het dit doet wordt bepaald door zijn drukherstel of meting van de verliezen in de inname. Mach 3 bemande vlucht heeft een interessante illustratie gegeven van hoe deze verliezen in een handomdraai dramatisch kunnen toenemen. De Noord-Amerikaanse XB-70 Valkyrie en Lockheed SR-71 Merel bij Mach 3 hadden elk een drukherstel van ongeveer 0.8, als gevolg van relatief lage verliezen tijdens het compressieproces, dat wil zeggen door systemen van meerdere schokken. Tijdens een “unstart” zou het efficiënte schoksysteem worden vervangen door een zeer inefficiënte enkele schok buiten de inlaat en een terugwinning van de inlaatdruk van ongeveer 0,3 en een dienovereenkomstig lage drukverhouding.

het stuwmondstuk bij snelheden boven Mach 2 heeft meestal extra interne stuwkrachtverliezen omdat het uitstapgebied niet groot genoeg is als een afweging met externe afterbody weerstand.

hoewel een bypass-motor de voortstuwingsefficiëntie verbetert, lijdt het aan eigen verliezen in de motor zelf. Er moeten machines worden toegevoegd om energie van de gasgenerator naar een omloopluchtstroom over te brengen. Het lage verlies van de stuwmondstuk van een turbojet wordt aangevuld met extra verliezen als gevolg van inefficiënties in de toegevoegde turbine en ventilator. Deze kunnen worden opgenomen in een transmissie, of overdracht, efficiëntie η T {\displaystyle \eta _{T}}

. Deze verliezen worden echter meer dan gecompenseerd door de verbetering van de voortstuwingsefficiëntie. Er zijn ook extra drukverliezen in het bypass kanaal en een extra stuwmondstuk.

Met de komst van turbofans met hun verlies-maken van machines van wat er in de motor zijn van elkaar gescheiden door Bennett, bijvoorbeeld tussen gas generator en de overdracht machines geven η o = η p η t h η T {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{ste}\eta _{T}}

.

afhankelijkheid van de voortstuwingsefficiëntie (η) van de voertuigsnelheid/uitlaatsnelheidsverhouding (v/ve) voor lucht-ademende straal-en raketmotoren.

de energie-efficiëntie ( η o {\displaystyle \eta _{o}}

) van in voertuigen geïnstalleerde straalmotoren bestaat uit twee hoofdcomponenten:

• stuwkracht-efficiëntie ( η p {\displaystyle \eta _{p}}
  

  ): hoeveel van de energie van de jet eindigt in de carrosserie van het voertuig in plaats van weggevoerd als kinetische energie van de jet.

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

  ): hoe efficiënt de motor de jet kan versnellen

hoewel de totale energie-efficiëntie η O {\displaystyle \eta _{o}}

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

voor alle straalmotoren is de stuwkracht het hoogst naarmate de snelheid van de uitlaatgasstraal dichter bij de snelheid van het voertuig komt, aangezien dit de kleinste resterende kinetische energie oplevert. Bij een luchtademingsmotor geeft een uitlaatsnelheid gelijk aan de snelheid van het voertuig, of een η p {\displaystyle \eta _{p}}

gelijk aan 1, een stuwkracht van nul zonder Netto-momentumverandering. De formule voor ademende motoren beweegt met snelheid v {\displaystyle v}

met een uitstroomsnelheid v e {\displaystyle v_{e}}

, en het verwaarlozen van de brandstof-flow, is: η p = 2 1 + v e v {\displaystyle \eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{e}}{v}}}}}

En voor een raket:

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}}}}

naast voortstuwende efficiëntie, een andere factor is de cyclus rendement; een jet engine is een vorm van warmte van de motor. Het rendement van de warmtemotor wordt bepaald door de verhouding tussen de in de motor bereikte temperaturen en de uitgeputte temperatuur aan het mondstuk. Dit is in de loop van de tijd voortdurend verbeterd, omdat nieuwe materialen zijn geïntroduceerd om hogere maximale cyclustemperaturen mogelijk te maken. Zo zijn bijvoorbeeld composietmaterialen, waarin metalen met keramiek worden gecombineerd, ontwikkeld voor HP-turbinebladen, die op de maximale cyclustemperatuur draaien. De efficiëntie wordt ook beperkt door de totale drukverhouding die kan worden bereikt. De cyclusefficiëntie is het hoogst bij raketmotoren (~60+%), omdat ze extreem hoge verbrandingstemperaturen kunnen bereiken. Cyclusefficiëntie in turbojet en dergelijke ligt dichter bij 30%, vanwege veel lagere piekcyclustemperaturen.

typische verbrandingsefficiëntie van een gasturbine voor vliegtuigen over het operationele bereik.

typische verbrandingsstabiliteitsgrenzen van een gasturbine voor vliegtuigen.

het verbrandingsrendement van de meeste gasturbinemotoren van vliegtuigen bij de startomstandigheden op zeeniveau bedraagt bijna 100%. Het daalt niet-lineair tot 98% bij hoogtemeters. Lucht-brandstof verhouding varieert van 50: 1 tot 130: 1. Voor elk type verbrandingskamer is er een rijke en zwakke grens aan de lucht-brandstof verhouding, waarboven de vlam wordt gedoofd. Het bereik van de lucht-brandstof verhouding tussen de rijke en zwakke grenzen wordt verminderd met een verhoging van de luchtsnelheid. Als de toenemende luchtmassastroom de brandstofverhouding onder bepaalde waarde vermindert, treedt vlam-extinctie op.

specifieke impuls als functie van de snelheid voor verschillende straaltypes met kerosine (waterstof Isp zou ongeveer twee keer zo hoog zijn). Hoewel de efficiëntie met snelheid daalt, worden grotere afstanden afgelegd. Efficiëntie per eenheid afstand (per km of mijl)is ongeveer onafhankelijk van de snelheid voor straalmotoren als een groep; echter, airframes inefficiënt bij supersonische snelheden.

verbruik van brandstof of stuwstof

een concept dat nauw verband houdt met energie-efficiëntie is het verbruik van de stuwstofmassa. Het stuwstofverbruik in straalmotoren wordt gemeten aan de hand van het specifieke brandstofverbruik, de specifieke impuls of de effectieve uitlaatsnelheid. Ze meten allemaal hetzelfde. De specifieke impuls en de effectieve uitlaatsnelheid zijn strikt evenredig, terwijl het specifieke brandstofverbruik omgekeerd evenredig is met de andere.

voor luchtinademende motoren zoals turbinestraalmotoren zijn energie-efficiëntie en brandstofefficiëntie vrijwel hetzelfde, aangezien de stuwstof een brandstof en energiebron is. In raketten is de stuwstof ook de uitlaat, en dit betekent dat een hoge energie stuwstof een betere stuwstofefficiëntie geeft, maar in sommige gevallen zelfs een lagere energie-efficiëntie kan geven.

in de tabel hieronder is te zien dat de subsonische turbofans zoals General Electric ‘ s CF6 turbofan een seconde minder brandstof gebruiken om stuwkracht te genereren dan de Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet van de Concorde. Omdat energie echter kracht maal afstand is en de afstand per seconde groter was voor de Concorde, was het werkelijke vermogen dat door de motor voor dezelfde hoeveelheid brandstof werd opgewekt voor de Concorde met Mach 2 hoger dan de CF6. De motoren van de Concorde waren dus efficiënter in termen van energie per mijl.

stuwkracht-gewichtsverhouding

de stuwkracht-gewichtsverhouding van straalmotoren met vergelijkbare configuraties varieert met schaal, maar is meestal een functie van de motor bouwtechnologie. Voor een bepaalde motor, hoe lichter de motor, hoe beter de stuwkracht-gewicht is, hoe minder brandstof wordt gebruikt om de weerstand te compenseren als gevolg van de lift die nodig is om het motorgewicht te dragen, of om de massa van de motor te versnellen.

zoals in de volgende tabel te zien is, bereiken raketmotoren over het algemeen veel hogere stuwkracht-gewichtsverhoudingen dan kanaalmotoren zoals turbojet-en turbofan-motoren. Dit komt vooral omdat raketten bijna universeel dichte vloeibare of vaste reactiemassa gebruiken die een veel kleiner volume geeft en daarom is het druksysteem dat het mondstuk levert veel kleiner en lichter voor dezelfde prestaties. Kanaalmotoren hebben te maken met lucht die twee tot drie ordes van grootte minder dicht is en dit geeft druk over veel grotere gebieden, wat op zijn beurt resulteert in meer technische materialen die nodig zijn om de motor bij elkaar te houden en voor de luchtcompressor.

Comparison of typesEdit

verschillende gasturbinemotorconfiguraties

propellermotoren hanteren Grotere luchtmassastromen en geven ze een kleinere acceleratie dan straalmotoren. Aangezien de toename van de luchtsnelheid gering is, is bij hoge vluchtsnelheden de stuwkracht voor propellervliegtuigen klein. Bij lage toerentallen profiteren deze motoren echter van een relatief hoge stuwkracht.

daarentegen versnellen turbinestraalmotoren een veel kleinere massastroom van inlaatlucht en verbrande brandstof, maar stoten deze vervolgens met zeer hoge snelheid af. Wanneer een de Laval nozzle wordt gebruikt om een hete uitlaat van de motor te versnellen, kan de uitlaatsnelheid lokaal supersonisch zijn. Turbojets zijn bijzonder geschikt voor vliegtuigen die met zeer hoge snelheden reizen.

Turbofans hebben een gemengd uitlaatgas dat bestaat uit de omlooplucht en het gas van het hete verbrandingsproduct van de kernmotor. De hoeveelheid lucht die de kernmotor omzeilt in vergelijking met de hoeveelheid die in de motor stroomt, bepaalt wat een turbofan ‘ s bypass ratio (BPR) wordt genoemd.terwijl een turbojet-motor Alle vermogen van de motor gebruikt om stuwkracht te produceren in de vorm van een hete hoge-snelheid uitlaatgasstraal, levert de koele lage-snelheid bypass-lucht van een turbofan tussen 30% en 70% van de totale stuwkracht die door een turbofan-systeem wordt geproduceerd.

De netto stuwkracht (Fn) gegenereerd door een turbofan kan ook worden uitgebreid als:

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})}

waar:

raketmotoren hebben een extreem hoge uitlaatsnelheid en zijn dus het meest geschikt voor hoge snelheden (hypersonische) en grote hoogtes. Bij elk gaspedaal verbetert de stuwkracht en efficiëntie van een raketmotor licht met toenemende hoogte (omdat de tegendruk daalt waardoor de netto stuwkracht bij het uitstroomvlak van de straalpijp toeneemt), terwijl bij een turbojet (of turbofan) de dalende dichtheid van de lucht die de inlaat binnenkomt (en de hete gassen die de straalpijp verlaten) de netto stuwkracht vermindert met toenemende hoogte. Raketmotoren zijn efficiënter dan zelfs scrambjets boven ongeveer Mach 15.

hoogte en snelheiddit

Met uitzondering van scrambjets, kunnen straalmotoren zonder inlaatsystemen slechts lucht opnemen met ongeveer de helft van de geluidssnelheid. De taak van het inlaatsysteem voor transonische en supersonische vliegtuigen is om de lucht te vertragen en een deel van de compressie uit te voeren.

De maximale hoogtegrens voor motoren wordt bepaald door ontvlambaarheid – op zeer hoge hoogtes wordt de lucht te dun om te branden of na compressie te heet. Voor turbojetmotoren lijken hoogtes van ongeveer 40 km mogelijk, terwijl voor ramjetmotoren 55 km haalbaar is. Scrambjets kunnen theoretisch 75 km rijden. Raketmotoren hebben natuurlijk geen bovengrens.

op bescheiden hoogtes comprimeert sneller vliegen de lucht aan de voorkant van de motor, en dit verwarmt de lucht sterk. De bovengrens is meestal ongeveer Mach 5-8, zoals hierboven ongeveer mach 5.5, de atmosferische stikstof heeft de neiging om te reageren als gevolg van de hoge temperaturen aan de inlaat en dit verbruikt aanzienlijke energie. De uitzondering hierop is scrambjets die in staat zijn om ongeveer Mach 15 of meer te bereiken, omdat ze voorkomen dat het vertragen van de lucht, en raketten weer hebben geen bepaalde snelheidslimiet.

NoiseEdit

het door een straalmotor uitgestraalde geluid heeft vele bronnen. Bij gasturbinemotoren zijn onder meer de ventilator, de compressor, de combustor, de turbine en de stuwstraalmotor/s.

de stuwstraalmotor produceert straalgeluid dat wordt veroorzaakt door de heftige menging van de hogesnelheidsstraal met de omringende lucht. In het subsonische geval wordt het geluid geproduceerd door wervelingen en in het supersonische geval door Mach golven. Het geluidsvermogen dat door een straal wordt uitgestraald varieert met de straalsnelheid verhoogd tot het achtste vermogen voor snelheden tot 2.000 ft/sec en varieert met de snelheid in de kubus van meer dan 2.000 ft/sec. zo zijn de lagere snelheid uitlaatgasstralen uitgestraald door motoren zoals hoge bypass turbofans de stilste, terwijl de snelste jets, zoals raketten, turbojets en ramjets, het luidst zijn. Voor commerciële straalvliegtuigen is het straalgeluid van de turbojet via bypass-motoren verminderd tot turbofans als gevolg van een geleidelijke vermindering van de stuwsnelheid van de jet. Bijvoorbeeld, de JT8D, een bypass motor, heeft een straalsnelheid van 1450 ft / sec terwijl de jt9d, een turbofan, heeft jet snelheden van 885 ft/sec (koud) en 1190 ft / sec (warm).

De komst van de turbofan verving het zeer kenmerkende straalgeluid door een ander geluid dat bekend staat als “buzz saw” noise. De oorsprong is de schokgolven afkomstig van de supersonische ventilatorbladen bij het opstijgen stuwkracht.

Koelingedit

Adequate warmteoverdracht van de werkende delen van de straalmotor is van cruciaal belang voor het behoud van de sterkte van de motormaterialen en het waarborgen van een lange levensduur van de motor.

Na 2016 is er onderzoek gaande naar de ontwikkeling van transpiratiekoelingstechnieken voor straalmotorcomponenten.