Turbojet adalah jenis tertua dari tujuan umum mesin jet airbreathing .
Dua insinyur , Hans von Ohain di Jerman dan Frank Whittle di Inggris ,
mengembangkan konsep independen ke dalam mesin praktis selama akhir
1930-an .
Turbojet terdiri dari saluran udara masuk , kompresor udara , ruang pembakaran , turbin gas ( yang mendorong kompresor udara ) dan nozel . Udara dikompresi ke dalam kamar , dipanaskan dan diperluas oleh pembakaran bahan bakar dan kemudian dibiarkan untuk memperluas melalui turbin ke nosel mana ia dipercepat untuk kecepatan tinggi untuk memberikan dorongan . [ 1 ]
Dibandingkan dengan turbofan , turbojet cukup efisien jika terbang di bawah sekitar Mach 2 [ rujukan?] Dan sangat bising . Akibatnya , pesawat menggunakan turbofan yang paling modern bukan karena alasan ekonomi , meskipun turbojet masih umum di rudal jelajah jarak menengah , karena kecepatan knalpot tinggi , daerah frontal rendah , dan relatif sederhana
Paten pertama untuk menggunakan turbin gas untuk listrik pesawat diajukan pada tahun 1921 oleh Prancis Maxime Guillaume . [ 2 ] mesin adalah untuk menjadi turbojet aliran aksial , tetapi tidak pernah dibangun , karena akan diperlukan kemajuan besar atas negara seni dalam kompresor .
Praktis aksial kompresor dimungkinkan oleh ide-ide dari AAGriffith dalam kertas mani pada tahun 1926 ( " Sebuah Teori Aerodinamika Desain Turbin " ) .
Pada 27 Agustus 1939 Heinkel Dia 178 menjadi pesawat pertama di dunia untuk terbang di bawah kekuasaan turbojet dengan uji -pilot Erich Warsitz di kontrol , [ 3 ] sehingga menjadi pertama pesawat jet praktis. Dua pesawat turbojet operasional, Messerschmitt Me 262 dan kemudian Meteor Gloster memasuki layanan menjelang akhir Perang Dunia II pada tahun 1944 .
Sebuah mesin turbojet digunakan terutama untuk mendorong pesawat , tetapi telah digunakan untuk kendaraan lain , seperti mobil . Udara ditarik ke dalam kompresor berputar melalui asupan dan dikompresi dengan tekanan yang lebih tinggi sebelum memasuki ruang pembakaran . Bahan bakar dicampur dengan udara terkompresi dan dinyalakan oleh api di eddy dari pemegang api . Ini proses pembakaran secara signifikan meningkatkan temperatur gas . Produk pembakaran panas yang meninggalkan pembakar memperluas melalui turbin di mana kekuasaan diekstrak untuk menggerakkan kompresor . Meskipun proses ekspansi mengurangi temperatur gas buang turbin dan tekanan , kedua parameter biasanya masih jauh di atas kondisi kamar. Aliran gas yang keluar turbin mengembang untuk tekanan ambien melalui nozzle pendorong , menghasilkan jet kecepatan tinggi di bulu-bulu knalpot . Jika momentum aliran gas buang melebihi momentum aliran intake , dorongan positif , dengan demikian , ada dorong bersih maju pada badan pesawat .
Generasi mesin jet awal adalah turbojet murni , dirancang awalnya untuk menggunakan kompresor sentrifugal ( seperti dalam Heinkel HES 3 ) , dan sangat lama setelah itu mulai menggunakan kompresor aksial ( seperti dalam Junkers Jumo 004 ) untuk diameter lebih kecil untuk perumahan mesin secara keseluruhan . Mereka digunakan karena mereka mampu mencapai ketinggian yang sangat tinggi dan kecepatan , jauh lebih tinggi daripada mesin baling , karena rasio kompresi yang lebih baik dan karena kecepatan knalpot tinggi . Namun, mereka tidak sangat irit bahan bakar . Mesin jet modern terutama turbofan , di mana sebagian dari udara yang masuk intake bypasses pembakar , proporsi ini tergantung pada rasio bypass mesin . Hal ini membuat turbofan jauh lebih efisien daripada turbojet di subsonik / transonik dan rendah kecepatan supersonik tinggi.
Salah satu penggunaan yang paling terbaru dari mesin turbojet adalah Olympus 593 di Concorde . Concorde digunakan mesin turbojet karena semakin kecil penampang dan kecepatan tinggi knalpot sangat ideal untuk operasi pada Mach 2 . Mesin Concorde terbakar sedikit bahan bakar untuk menghasilkan dorong diberikan untuk satu mil dengan kecepatan Mach 2.0 dari turbofan pintas tinggi modern seperti General Electric CF6 di 0.86 kecepatan optimal Mach . Badan pesawat Concorde , bagaimanapun, adalah jauh lebih efisien daripada yang dari pesawat subsonik , menghasilkan pembakaran bahan bakar secara keseluruhan lebih tinggi dari pesawat subsonik yang sebanding .
Mesin turbojet memiliki dampak yang signifikan pada penerbangan komersial . Selain menjadi lebih cepat dari mesin piston , turbojet memiliki keandalan yang lebih besar , dengan beberapa model menunjukkan pengiriman keandalan rating lebih dari 99,9 % . Pesawat komersial pra - jet dirancang dengan sebanyak 4 mesin sebagian karena kekhawatiran atas kegagalan dalam penerbangan . Jalur penerbangan luar negeri yang diplot untuk menjaga pesawat dalam waktu satu jam dari medan pendaratan , memperpanjang penerbangan . Kehandalan turbojet ' diperbolehkan selama tiga dan desain dua - mesin , dan lebih banyak penerbangan langsung jarak jauh . [ 4 ]
Meskipun mesin Ramjet lebih sederhana dalam desain karena mereka hampir tidak memiliki bagian yang bergerak , mereka tidak mampu beroperasi pada kecepatan terbang rendah , dan dengan demikian tidak bisa menjadi satu-satunya sumber penggerak untuk pesawat terbang .
Mesin Jerman awal memiliki masalah serius mengendalikan temperatur masuk turbin . Kurangnya paduan yang cocok karena kekurangan perang berarti rotor dan stator turbin pisau kadang-kadang akan hancur pada operasi pertama dan tidak pernah bertahan lama. Mesin awal mereka rata-rata 10-25 jam operasi sebelum gagal , sering dengan potongan logam terbang keluar bagian belakang mesin saat turbin panas . Mesin Inggris seperti Rolls -Royce Welland cenderung tarif yang lebih baik , menjadi jenis sertifikat untuk awalnya 80 jam , kemudian diperpanjang hingga 150 jam antara overhaul , sebagai akibat dari diperpanjang 500 jam berjalan yang dicapai dalam tes . [ 5 ] Beberapa para pejuang asli masih ada dengan mesin asli mereka , tetapi banyak telah re - bermesin dengan mesin yang lebih modern dengan efisiensi bahan bakar yang lebih besar , dan seorang TBO lagi ( seperti reproduksi Me - 262 didukung oleh General Electric J85s ) .
Amerika Serikat memiliki bahan terbaik karena ketergantungan mereka pada turbo / supercharging di pembom ketinggian tinggi Perang Dunia II . Untuk sementara waktu beberapa mesin jet AS termasuk kemampuan untuk menyuntikkan air ke dalam mesin untuk mendinginkan aliran dikompresi sebelum pembakaran , biasanya saat lepas landas . Air akan cenderung untuk mencegah pembakaran sempurna dan akibatnya mesin berlari dingin lagi, tapi pesawat akan lepas landas meninggalkan segumpal asap yang sangat banyak .
Hari ini masalah ini jauh lebih baik ditangani , tetapi suhu masih membatasi kecepatan yang sangat turbojet dalam penerbangan supersonik . Pada kecepatan yang sangat tinggi , kompresi udara intake meningkatkan suhu seluruh mesin ke titik bahwa bilah turbin akan mencair , memaksa penurunan aliran bahan bakar untuk suhu yang lebih rendah , tetapi memberikan dorongan berkurang dan dengan demikian membatasi kecepatan tertinggi . Ramjets dan scramjets tidak memiliki pisau turbin , sehingga mereka mampu terbang lebih cepat , dan mesin roket berjalan bahkan lebih panas masih .
Pada kecepatan rendah , bahan yang lebih baik telah meningkatkan suhu kritis , dan kontrol manajemen bahan bakar otomatis membuatnya hampir mustahil untuk terlalu panas mesin .
pipa udara masuk
Mendahului kompresor adalah asupan udara ( atau inlet ) . Hal ini dirancang untuk menjadi seefisien mungkin untuk memulihkan tekanan ram dari tabung aliran udara mendekati intake. Udara meninggalkan konsumsi kemudian memasuki kompresor . Stators ( pisau stasioner ) memandu aliran udara dari gas terkompresi .
kompresor
Kompresor didorong oleh turbin . Kompresor berputar pada kecepatan yang sangat tinggi , menambah energi untuk aliran udara dan pada saat yang sama memeras ( menekan) ke ruang yang lebih kecil . Mengompresi udara meningkatkan tekanan dan temperatur .
Dalam kebanyakan pesawat turbojet bertenaga , berdarah udara diekstrak dari bagian kompresor pada berbagai tahap untuk melakukan berbagai pekerjaan termasuk AC / bertekanan , mesin inlet anti - icing dan pendinginan turbin . Pendarahan off air menurunkan efisiensi keseluruhan mesin , tapi kegunaan dari udara terkompresi melebihi kehilangan efisiensi .
Beberapa jenis kompresor yang digunakan dalam turbojet dan turbin gas secara umum : aksial , sentrifugal , aksial - sentrifugal , ganda - sentrifugal , dll
Kompresor turbojet awal memiliki rasio tekanan keseluruhan serendah 5:01 ( seperti halnya banyak unit daya tambahan sederhana dan turbojet propulsi kecil hari ) . Perbaikan aerodinamis , ditambah membelah sistem kompresi menjadi dua unit yang terpisah dan / atau menggabungkan geometri variabel kompresor , memungkinkan kemudian turbojet memiliki rasio tekanan keseluruhan 15:1 atau lebih . Sebagai perbandingan , mesin turbofan sipil modern memiliki rasio tekanan keseluruhan 44:1 atau lebih .
Setelah meninggalkan bagian kompresor , udara terkompresi memasuki ruang pembakaran .
ruang pembakaran
Proses pembakaran di ruang bakar secara signifikan berbeda dari yang di mesin piston . Dalam mesin piston gas pembakaran terbatas pada volume kecil , dan , seperti luka bakar bahan bakar , tekanan meningkat secara dramatis . Dalam turbojet sebuah campuran udara dan bahan bakar melewati terkekang melalui ruang pembakaran . Sebagai campuran membakar suhunya meningkat secara dramatis , tetapi tekanan justru berkurang beberapa persen .
Campuran udara-bahan bakar harus dibawa hampir berhenti sehingga api yang stabil dapat dipertahankan . Hal ini terjadi hanya setelah dimulainya ruang pembakaran . Buritan bagian dari api depan diperbolehkan untuk kemajuan ke belakang . Hal ini memastikan bahwa semua bahan bakar yang dibakar , seperti nyala api menjadi semakin panas ketika bersandar keluar , dan karena bentuk ruang bakar aliran rearwards dipercepat . Beberapa penurunan tekanan diperlukan , karena merupakan alasan mengapa gas memperluas perjalanan keluar bagian belakang mesin daripada keluar depan . Kurang dari 25% udara yang terlibat dalam pembakaran , di beberapa mesin sesedikit 12 % , dan sisanya sebagai reservoir menyerap efek pemanasan pembakaran bahan bakar .
Perbedaan lain antara mesin piston dan mesin jet adalah bahwa suhu api puncak dalam mesin piston dialami hanya sesaat dalam porsi kecil dari siklus penuh . Ruang bakar di mesin jet terkena suhu nyala api puncak terus menerus dan beroperasi pada tekanan yang cukup tinggi bahwa rasio udara-bahan bakar stoikiometri akan melelehkan bisa dan segala hilir . Sebaliknya , mesin jet menjalankan campuran yang sangat ramping , begitu ramping yang biasanya tidak akan mendukung pembakaran . Sebuah inti pusat aliran ( aliran udara primer) dicampur dengan bahan bakar yang cukup untuk membakar mudah . Kaleng hati-hati dibentuk untuk menjaga lapisan udara terbakar segar antara permukaan logam dan inti pusat . Ini udara terbakar ( aliran udara sekunder ) campuran ke gas dibakar untuk membawa suhu turun ke sesuatu turbin dapat mentolerir .
turbin
Gas panas yang meninggalkan pembakar diperbolehkan untuk memperluas melalui turbin . Turbin biasanya terdiri dari logam seperti inconel or Nimonic [ 6 ] untuk menahan suhu yang tinggi, dan sering memiliki built -in saluran pendinginan .
Dalam tahap pertama turbin sebagian besar adalah turbin impuls ( mirip dengan roda pelton ) dan berputar karena dampak dari aliran gas panas . Kemudian tahap adalah saluran konvergen yang mempercepat belakang gas dan mendapatkan energi dari proses tersebut. Penurunan tekanan , dan energi ditransfer ke poros . Energi rotasi turbin digunakan terutama mengemudi kompresor . Beberapa daya poros diekstrak untuk aksesoris drive, seperti bensin, minyak, dan pompa hidrolik . Karena suhu yang lebih tinggi secara signifikan masuk , rasio tekanan turbin jauh lebih rendah dibandingkan dengan kompresor . Dalam turbojet yang hampir dua - pertiga dari semua kekuatan yang dihasilkan oleh pembakaran bahan bakar yang digunakan oleh kompresor untuk memampatkan udara untuk mesin . [ Rujukan? ]
curat
Artikel utama: propelling nozzle
Setelah turbin , gas dibiarkan mengembang melalui nozzle buang untuk tekanan atmosfer , menghasilkan jet kecepatan tinggi di bulu-bulu knalpot . Dalam nosel konvergen , ducting semakin menyempit ke tenggorokan . Rasio tekanan nozzle pada turbojet yang biasanya cukup tinggi untuk gas memperluas mencapai Mach 1.0 dan tersedak tenggorokan . Biasanya , aliran akan supersonik di bulu-bulu knalpot luar mesin .
Namun, jika seorang de Laval nosel konvergen divergen - dipasang , yang divergen ayat ( daerah aliran meningkat ) memungkinkan gas untuk mencapai kecepatan supersonik dalam nosel itu sendiri . Hal ini sedikit lebih efisien di dorong daripada menggunakan nosel konvergen . Ada, bagaimanapun , beban tambahan dan kompleksitas sejak nosel konvergen divergen - variabel harus penuh dalam bentuknya mengatasi perubahan aliran gas yang disebabkan oleh throttling mesin .
Thrust Augmentation
Thrust dapat ditingkatkan dengan menyuntikkan cairan tambahan . Hal ini kemudian disebut dorong basah.
Mesin awal dan nonafterburning menggunakan injeksi air untuk meningkatkan dorongan sementara . Air diinjeksikan pada udara masuk kompresor atau diffuser untuk mendinginkan udara mengompresi yang memungkinkan peningkatan tekanan untuk pembakaran yang lebih tinggi . Sebuah dorongan tambahan 10-30 % dapat diperoleh . Contoh menjadi Pratt & Whitney J - 57 dan turunannya masih digunakan sampai sekarang .
afterburner
Artikel utama: afterburner
Afterburner atau " memanaskan jetpipe " adalah perangkat ditambahkan ke bagian belakang mesin jet . Ini menyediakan cara penyemprotan bahan bakar langsung ke knalpot panas, di mana ia membakar dan meningkatkan dorong tersedia signifikan , kelemahan adalah tingkat konsumsi bahan bakar yang sangat tinggi . Afterburner digunakan hampir secara eksklusif pada pesawat supersonik - sebagian besar merupakan pesawat militer . Kedua angkutan sipil supersonik , Concorde dan TU - 144 , juga menggunakan afterburner tapi dua ini kini telah pensiun dari dinas . Scaled Composites White Knight , sebuah kapal induk untuk pesawat ruang angkasa suborbital SpaceShipOne eksperimental , juga menggunakan afterburner .
dorong Bersih
Jaring F_N dorong \; dari turbojet yang diberikan oleh : [ 7 ] [ 8 ]
F_N = ( \ dot { m} _ { } + udara \ dot { m} _f ) V_ { j } - \ dot { m} _ { } udara V
di mana :
\ dot { m} _ { } udara adalah tingkat aliran udara melalui mesin
\ dot { m} _f adalah laju aliran bahan bakar masuk engine
V_j \; adalah kecepatan jet ( bulu-bulu knalpot ) dan diasumsikan menjadi kurang dari kecepatan sonik
V \; adalah kecepatan udara benar pesawat
( \ dot { m} _ { } + udara \ dot { m} _f ) V_j merupakan dorongan kotor nozzle
\ dot { m} _ { } V udara merupakan hambatan ram asupan
Jika kecepatan jet sama dengan kecepatan sonik nosel dikatakan tersedak . Jika nosel tercekat tekanan di pintu keluar pesawat nozzle lebih besar dari tekanan atmosfer , dan istilah ekstra harus ditambahkan ke persamaan di atas untuk menjelaskan dorong tekanan. [ 9 ]
. Laju aliran bahan bakar memasuki mesin sangat kecil dibandingkan dengan laju aliran udara [ 7 ] Jika kontribusi bahan bakar untuk dorongan kotor nozzle diabaikan , dorong bersih adalah :
F_N = \ dot { m} { _ } udara ( V_ { j } - V )
Kecepatan dari V_j jet \ , harus melebihi kecepatan udara benar pesawat V \ , jika ada untuk menjadi maju dorong bersih atas badan pesawat . Kecepatan V_j \ , dapat dihitung termodinamika berdasarkan ekspansi adiabatik [ 10 ] .
Sebuah mesin turbojet sederhana akan menghasilkan dorong sekitar : £ 2,5 gaya per tenaga kuda ( 15 mN / W ) .
perbaikan siklus
Termodinamika dari mesin jet bernapas khas dimodelkan sekitar oleh Siklus Brayton .
Peningkatan rasio tekanan keseluruhan sistem kompresi juga meningkatkan suhu masuk ruang bakar . Oleh karena itu , pada bahan bakar dan udara arus tetap , ada peningkatan temperatur masuk turbin . Meskipun kenaikan suhu di seluruh sistem kompresi juga akan menyebabkan suhu turbin meningkat, suhu nosel tetap tidak terpengaruh karena jumlah panas yang sama sedang ditambahkan ke sistem . Ada, bagaimanapun , peningkatan tekanan nozzle , karena rasio tekanan keseluruhan meningkat sangat cepat daripada rasio ekspansi turbin . Akibatnya , kenaikan dorong bersih , sementara konsumsi bahan bakar spesifik ( aliran bahan bakar / dorong bersih) menurun .
Dengan demikian turbojet dapat dibuat lebih efisien bahan bakar dengan menaikkan rasio tekanan keseluruhan dan temperatur masuk turbin dalam persatuan . Meskipun demikian, bahan turbin yang lebih baik dan / atau ditingkatkan baling / pisau pendingin yang diperlukan untuk mengatasi peningkatan di kedua temperatur masuk turbin dan suhu pengiriman kompresor . Meningkatkan terakhir membutuhkan bahan kompresor yang lebih baik .
Meminimalkan kehilangan panas dan mengoptimalkan rasio suhu masuk akan meningkatkan kerja yang bermanfaat sistem dan efisiensi termal mesin turbo jet .
Lihat juga
Air sistem start
Siklus Brayton
mesin exoskeletal
jet dragster
Pengembangan turbojet di RAE
Variabel Siklus Mesin
Kegagalan mesin turbin
Catatan
Melompat ^ " turbojet mesin " . NASA Glenn Research Center . Diakses 2009-05-06 .
Melompat ^ Maxime Guillaume , " Propulseur par reaksi sur l' udara, " French paten FR 534.801 ( diajukan : 3 Mei 1921 , diterbitkan : 13 Januari 1922 )
Melompat ^ Warsitz , Lutz : PERTAMA JET PILOT - Kisah Pilot Uji Jerman Erich Warsitz ( hal. 125 ) , Pen dan Sword Books Ltd , Inggris , 2009, ISBN 978-1-84415-818-8
Melompat ^ Larson , George C. (April / Mei 2010) , " Old Faithful " , " Air & Ruang Angkasa " 25 ( 1 ) : 80
Melompat ^ http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1945/1945 % 20 - % 202113.html
Melompat ^ http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1960/1960 % 20 - % 201525.html
^ Langsung ke : b Cumpsty , Nicholas ( 2003) . " 3.1 " . Jet Propulsion ( 2nd ed . ) . Cambridge University Press . ISBN 0-521-54144-1 .
Melompat ^ " turbojet Thrust " . NASA Glenn Research Center . Diakses 2009-05-06 .
Melompat ^ Cumpsty , Jet Propulsion , Bagian 6.3
Melompat ^ MIT.EDU Bersatu : Termodinamika dan Propulsi Prof ZS Spakovszky - turbojet Mesin
Turbojet terdiri dari saluran udara masuk , kompresor udara , ruang pembakaran , turbin gas ( yang mendorong kompresor udara ) dan nozel . Udara dikompresi ke dalam kamar , dipanaskan dan diperluas oleh pembakaran bahan bakar dan kemudian dibiarkan untuk memperluas melalui turbin ke nosel mana ia dipercepat untuk kecepatan tinggi untuk memberikan dorongan . [ 1 ]
Dibandingkan dengan turbofan , turbojet cukup efisien jika terbang di bawah sekitar Mach 2 [ rujukan?] Dan sangat bising . Akibatnya , pesawat menggunakan turbofan yang paling modern bukan karena alasan ekonomi , meskipun turbojet masih umum di rudal jelajah jarak menengah , karena kecepatan knalpot tinggi , daerah frontal rendah , dan relatif sederhana
Paten pertama untuk menggunakan turbin gas untuk listrik pesawat diajukan pada tahun 1921 oleh Prancis Maxime Guillaume . [ 2 ] mesin adalah untuk menjadi turbojet aliran aksial , tetapi tidak pernah dibangun , karena akan diperlukan kemajuan besar atas negara seni dalam kompresor .
Praktis aksial kompresor dimungkinkan oleh ide-ide dari AAGriffith dalam kertas mani pada tahun 1926 ( " Sebuah Teori Aerodinamika Desain Turbin " ) .
Pada 27 Agustus 1939 Heinkel Dia 178 menjadi pesawat pertama di dunia untuk terbang di bawah kekuasaan turbojet dengan uji -pilot Erich Warsitz di kontrol , [ 3 ] sehingga menjadi pertama pesawat jet praktis. Dua pesawat turbojet operasional, Messerschmitt Me 262 dan kemudian Meteor Gloster memasuki layanan menjelang akhir Perang Dunia II pada tahun 1944 .
Sebuah mesin turbojet digunakan terutama untuk mendorong pesawat , tetapi telah digunakan untuk kendaraan lain , seperti mobil . Udara ditarik ke dalam kompresor berputar melalui asupan dan dikompresi dengan tekanan yang lebih tinggi sebelum memasuki ruang pembakaran . Bahan bakar dicampur dengan udara terkompresi dan dinyalakan oleh api di eddy dari pemegang api . Ini proses pembakaran secara signifikan meningkatkan temperatur gas . Produk pembakaran panas yang meninggalkan pembakar memperluas melalui turbin di mana kekuasaan diekstrak untuk menggerakkan kompresor . Meskipun proses ekspansi mengurangi temperatur gas buang turbin dan tekanan , kedua parameter biasanya masih jauh di atas kondisi kamar. Aliran gas yang keluar turbin mengembang untuk tekanan ambien melalui nozzle pendorong , menghasilkan jet kecepatan tinggi di bulu-bulu knalpot . Jika momentum aliran gas buang melebihi momentum aliran intake , dorongan positif , dengan demikian , ada dorong bersih maju pada badan pesawat .
Generasi mesin jet awal adalah turbojet murni , dirancang awalnya untuk menggunakan kompresor sentrifugal ( seperti dalam Heinkel HES 3 ) , dan sangat lama setelah itu mulai menggunakan kompresor aksial ( seperti dalam Junkers Jumo 004 ) untuk diameter lebih kecil untuk perumahan mesin secara keseluruhan . Mereka digunakan karena mereka mampu mencapai ketinggian yang sangat tinggi dan kecepatan , jauh lebih tinggi daripada mesin baling , karena rasio kompresi yang lebih baik dan karena kecepatan knalpot tinggi . Namun, mereka tidak sangat irit bahan bakar . Mesin jet modern terutama turbofan , di mana sebagian dari udara yang masuk intake bypasses pembakar , proporsi ini tergantung pada rasio bypass mesin . Hal ini membuat turbofan jauh lebih efisien daripada turbojet di subsonik / transonik dan rendah kecepatan supersonik tinggi.
Salah satu penggunaan yang paling terbaru dari mesin turbojet adalah Olympus 593 di Concorde . Concorde digunakan mesin turbojet karena semakin kecil penampang dan kecepatan tinggi knalpot sangat ideal untuk operasi pada Mach 2 . Mesin Concorde terbakar sedikit bahan bakar untuk menghasilkan dorong diberikan untuk satu mil dengan kecepatan Mach 2.0 dari turbofan pintas tinggi modern seperti General Electric CF6 di 0.86 kecepatan optimal Mach . Badan pesawat Concorde , bagaimanapun, adalah jauh lebih efisien daripada yang dari pesawat subsonik , menghasilkan pembakaran bahan bakar secara keseluruhan lebih tinggi dari pesawat subsonik yang sebanding .
Mesin turbojet memiliki dampak yang signifikan pada penerbangan komersial . Selain menjadi lebih cepat dari mesin piston , turbojet memiliki keandalan yang lebih besar , dengan beberapa model menunjukkan pengiriman keandalan rating lebih dari 99,9 % . Pesawat komersial pra - jet dirancang dengan sebanyak 4 mesin sebagian karena kekhawatiran atas kegagalan dalam penerbangan . Jalur penerbangan luar negeri yang diplot untuk menjaga pesawat dalam waktu satu jam dari medan pendaratan , memperpanjang penerbangan . Kehandalan turbojet ' diperbolehkan selama tiga dan desain dua - mesin , dan lebih banyak penerbangan langsung jarak jauh . [ 4 ]
Meskipun mesin Ramjet lebih sederhana dalam desain karena mereka hampir tidak memiliki bagian yang bergerak , mereka tidak mampu beroperasi pada kecepatan terbang rendah , dan dengan demikian tidak bisa menjadi satu-satunya sumber penggerak untuk pesawat terbang .
Mesin Jerman awal memiliki masalah serius mengendalikan temperatur masuk turbin . Kurangnya paduan yang cocok karena kekurangan perang berarti rotor dan stator turbin pisau kadang-kadang akan hancur pada operasi pertama dan tidak pernah bertahan lama. Mesin awal mereka rata-rata 10-25 jam operasi sebelum gagal , sering dengan potongan logam terbang keluar bagian belakang mesin saat turbin panas . Mesin Inggris seperti Rolls -Royce Welland cenderung tarif yang lebih baik , menjadi jenis sertifikat untuk awalnya 80 jam , kemudian diperpanjang hingga 150 jam antara overhaul , sebagai akibat dari diperpanjang 500 jam berjalan yang dicapai dalam tes . [ 5 ] Beberapa para pejuang asli masih ada dengan mesin asli mereka , tetapi banyak telah re - bermesin dengan mesin yang lebih modern dengan efisiensi bahan bakar yang lebih besar , dan seorang TBO lagi ( seperti reproduksi Me - 262 didukung oleh General Electric J85s ) .
Amerika Serikat memiliki bahan terbaik karena ketergantungan mereka pada turbo / supercharging di pembom ketinggian tinggi Perang Dunia II . Untuk sementara waktu beberapa mesin jet AS termasuk kemampuan untuk menyuntikkan air ke dalam mesin untuk mendinginkan aliran dikompresi sebelum pembakaran , biasanya saat lepas landas . Air akan cenderung untuk mencegah pembakaran sempurna dan akibatnya mesin berlari dingin lagi, tapi pesawat akan lepas landas meninggalkan segumpal asap yang sangat banyak .
Hari ini masalah ini jauh lebih baik ditangani , tetapi suhu masih membatasi kecepatan yang sangat turbojet dalam penerbangan supersonik . Pada kecepatan yang sangat tinggi , kompresi udara intake meningkatkan suhu seluruh mesin ke titik bahwa bilah turbin akan mencair , memaksa penurunan aliran bahan bakar untuk suhu yang lebih rendah , tetapi memberikan dorongan berkurang dan dengan demikian membatasi kecepatan tertinggi . Ramjets dan scramjets tidak memiliki pisau turbin , sehingga mereka mampu terbang lebih cepat , dan mesin roket berjalan bahkan lebih panas masih .
Pada kecepatan rendah , bahan yang lebih baik telah meningkatkan suhu kritis , dan kontrol manajemen bahan bakar otomatis membuatnya hampir mustahil untuk terlalu panas mesin .
pipa udara masuk
Mendahului kompresor adalah asupan udara ( atau inlet ) . Hal ini dirancang untuk menjadi seefisien mungkin untuk memulihkan tekanan ram dari tabung aliran udara mendekati intake. Udara meninggalkan konsumsi kemudian memasuki kompresor . Stators ( pisau stasioner ) memandu aliran udara dari gas terkompresi .
kompresor
Kompresor didorong oleh turbin . Kompresor berputar pada kecepatan yang sangat tinggi , menambah energi untuk aliran udara dan pada saat yang sama memeras ( menekan) ke ruang yang lebih kecil . Mengompresi udara meningkatkan tekanan dan temperatur .
Dalam kebanyakan pesawat turbojet bertenaga , berdarah udara diekstrak dari bagian kompresor pada berbagai tahap untuk melakukan berbagai pekerjaan termasuk AC / bertekanan , mesin inlet anti - icing dan pendinginan turbin . Pendarahan off air menurunkan efisiensi keseluruhan mesin , tapi kegunaan dari udara terkompresi melebihi kehilangan efisiensi .
Beberapa jenis kompresor yang digunakan dalam turbojet dan turbin gas secara umum : aksial , sentrifugal , aksial - sentrifugal , ganda - sentrifugal , dll
Kompresor turbojet awal memiliki rasio tekanan keseluruhan serendah 5:01 ( seperti halnya banyak unit daya tambahan sederhana dan turbojet propulsi kecil hari ) . Perbaikan aerodinamis , ditambah membelah sistem kompresi menjadi dua unit yang terpisah dan / atau menggabungkan geometri variabel kompresor , memungkinkan kemudian turbojet memiliki rasio tekanan keseluruhan 15:1 atau lebih . Sebagai perbandingan , mesin turbofan sipil modern memiliki rasio tekanan keseluruhan 44:1 atau lebih .
Setelah meninggalkan bagian kompresor , udara terkompresi memasuki ruang pembakaran .
ruang pembakaran
Proses pembakaran di ruang bakar secara signifikan berbeda dari yang di mesin piston . Dalam mesin piston gas pembakaran terbatas pada volume kecil , dan , seperti luka bakar bahan bakar , tekanan meningkat secara dramatis . Dalam turbojet sebuah campuran udara dan bahan bakar melewati terkekang melalui ruang pembakaran . Sebagai campuran membakar suhunya meningkat secara dramatis , tetapi tekanan justru berkurang beberapa persen .
Campuran udara-bahan bakar harus dibawa hampir berhenti sehingga api yang stabil dapat dipertahankan . Hal ini terjadi hanya setelah dimulainya ruang pembakaran . Buritan bagian dari api depan diperbolehkan untuk kemajuan ke belakang . Hal ini memastikan bahwa semua bahan bakar yang dibakar , seperti nyala api menjadi semakin panas ketika bersandar keluar , dan karena bentuk ruang bakar aliran rearwards dipercepat . Beberapa penurunan tekanan diperlukan , karena merupakan alasan mengapa gas memperluas perjalanan keluar bagian belakang mesin daripada keluar depan . Kurang dari 25% udara yang terlibat dalam pembakaran , di beberapa mesin sesedikit 12 % , dan sisanya sebagai reservoir menyerap efek pemanasan pembakaran bahan bakar .
Perbedaan lain antara mesin piston dan mesin jet adalah bahwa suhu api puncak dalam mesin piston dialami hanya sesaat dalam porsi kecil dari siklus penuh . Ruang bakar di mesin jet terkena suhu nyala api puncak terus menerus dan beroperasi pada tekanan yang cukup tinggi bahwa rasio udara-bahan bakar stoikiometri akan melelehkan bisa dan segala hilir . Sebaliknya , mesin jet menjalankan campuran yang sangat ramping , begitu ramping yang biasanya tidak akan mendukung pembakaran . Sebuah inti pusat aliran ( aliran udara primer) dicampur dengan bahan bakar yang cukup untuk membakar mudah . Kaleng hati-hati dibentuk untuk menjaga lapisan udara terbakar segar antara permukaan logam dan inti pusat . Ini udara terbakar ( aliran udara sekunder ) campuran ke gas dibakar untuk membawa suhu turun ke sesuatu turbin dapat mentolerir .
turbin
Gas panas yang meninggalkan pembakar diperbolehkan untuk memperluas melalui turbin . Turbin biasanya terdiri dari logam seperti inconel or Nimonic [ 6 ] untuk menahan suhu yang tinggi, dan sering memiliki built -in saluran pendinginan .
Dalam tahap pertama turbin sebagian besar adalah turbin impuls ( mirip dengan roda pelton ) dan berputar karena dampak dari aliran gas panas . Kemudian tahap adalah saluran konvergen yang mempercepat belakang gas dan mendapatkan energi dari proses tersebut. Penurunan tekanan , dan energi ditransfer ke poros . Energi rotasi turbin digunakan terutama mengemudi kompresor . Beberapa daya poros diekstrak untuk aksesoris drive, seperti bensin, minyak, dan pompa hidrolik . Karena suhu yang lebih tinggi secara signifikan masuk , rasio tekanan turbin jauh lebih rendah dibandingkan dengan kompresor . Dalam turbojet yang hampir dua - pertiga dari semua kekuatan yang dihasilkan oleh pembakaran bahan bakar yang digunakan oleh kompresor untuk memampatkan udara untuk mesin . [ Rujukan? ]
curat
Artikel utama: propelling nozzle
Setelah turbin , gas dibiarkan mengembang melalui nozzle buang untuk tekanan atmosfer , menghasilkan jet kecepatan tinggi di bulu-bulu knalpot . Dalam nosel konvergen , ducting semakin menyempit ke tenggorokan . Rasio tekanan nozzle pada turbojet yang biasanya cukup tinggi untuk gas memperluas mencapai Mach 1.0 dan tersedak tenggorokan . Biasanya , aliran akan supersonik di bulu-bulu knalpot luar mesin .
Namun, jika seorang de Laval nosel konvergen divergen - dipasang , yang divergen ayat ( daerah aliran meningkat ) memungkinkan gas untuk mencapai kecepatan supersonik dalam nosel itu sendiri . Hal ini sedikit lebih efisien di dorong daripada menggunakan nosel konvergen . Ada, bagaimanapun , beban tambahan dan kompleksitas sejak nosel konvergen divergen - variabel harus penuh dalam bentuknya mengatasi perubahan aliran gas yang disebabkan oleh throttling mesin .
Thrust Augmentation
Thrust dapat ditingkatkan dengan menyuntikkan cairan tambahan . Hal ini kemudian disebut dorong basah.
Mesin awal dan nonafterburning menggunakan injeksi air untuk meningkatkan dorongan sementara . Air diinjeksikan pada udara masuk kompresor atau diffuser untuk mendinginkan udara mengompresi yang memungkinkan peningkatan tekanan untuk pembakaran yang lebih tinggi . Sebuah dorongan tambahan 10-30 % dapat diperoleh . Contoh menjadi Pratt & Whitney J - 57 dan turunannya masih digunakan sampai sekarang .
afterburner
Artikel utama: afterburner
Afterburner atau " memanaskan jetpipe " adalah perangkat ditambahkan ke bagian belakang mesin jet . Ini menyediakan cara penyemprotan bahan bakar langsung ke knalpot panas, di mana ia membakar dan meningkatkan dorong tersedia signifikan , kelemahan adalah tingkat konsumsi bahan bakar yang sangat tinggi . Afterburner digunakan hampir secara eksklusif pada pesawat supersonik - sebagian besar merupakan pesawat militer . Kedua angkutan sipil supersonik , Concorde dan TU - 144 , juga menggunakan afterburner tapi dua ini kini telah pensiun dari dinas . Scaled Composites White Knight , sebuah kapal induk untuk pesawat ruang angkasa suborbital SpaceShipOne eksperimental , juga menggunakan afterburner .
dorong Bersih
Jaring F_N dorong \; dari turbojet yang diberikan oleh : [ 7 ] [ 8 ]
F_N = ( \ dot { m} _ { } + udara \ dot { m} _f ) V_ { j } - \ dot { m} _ { } udara V
di mana :
\ dot { m} _ { } udara adalah tingkat aliran udara melalui mesin
\ dot { m} _f adalah laju aliran bahan bakar masuk engine
V_j \; adalah kecepatan jet ( bulu-bulu knalpot ) dan diasumsikan menjadi kurang dari kecepatan sonik
V \; adalah kecepatan udara benar pesawat
( \ dot { m} _ { } + udara \ dot { m} _f ) V_j merupakan dorongan kotor nozzle
\ dot { m} _ { } V udara merupakan hambatan ram asupan
Jika kecepatan jet sama dengan kecepatan sonik nosel dikatakan tersedak . Jika nosel tercekat tekanan di pintu keluar pesawat nozzle lebih besar dari tekanan atmosfer , dan istilah ekstra harus ditambahkan ke persamaan di atas untuk menjelaskan dorong tekanan. [ 9 ]
. Laju aliran bahan bakar memasuki mesin sangat kecil dibandingkan dengan laju aliran udara [ 7 ] Jika kontribusi bahan bakar untuk dorongan kotor nozzle diabaikan , dorong bersih adalah :
F_N = \ dot { m} { _ } udara ( V_ { j } - V )
Kecepatan dari V_j jet \ , harus melebihi kecepatan udara benar pesawat V \ , jika ada untuk menjadi maju dorong bersih atas badan pesawat . Kecepatan V_j \ , dapat dihitung termodinamika berdasarkan ekspansi adiabatik [ 10 ] .
Sebuah mesin turbojet sederhana akan menghasilkan dorong sekitar : £ 2,5 gaya per tenaga kuda ( 15 mN / W ) .
perbaikan siklus
Termodinamika dari mesin jet bernapas khas dimodelkan sekitar oleh Siklus Brayton .
Peningkatan rasio tekanan keseluruhan sistem kompresi juga meningkatkan suhu masuk ruang bakar . Oleh karena itu , pada bahan bakar dan udara arus tetap , ada peningkatan temperatur masuk turbin . Meskipun kenaikan suhu di seluruh sistem kompresi juga akan menyebabkan suhu turbin meningkat, suhu nosel tetap tidak terpengaruh karena jumlah panas yang sama sedang ditambahkan ke sistem . Ada, bagaimanapun , peningkatan tekanan nozzle , karena rasio tekanan keseluruhan meningkat sangat cepat daripada rasio ekspansi turbin . Akibatnya , kenaikan dorong bersih , sementara konsumsi bahan bakar spesifik ( aliran bahan bakar / dorong bersih) menurun .
Dengan demikian turbojet dapat dibuat lebih efisien bahan bakar dengan menaikkan rasio tekanan keseluruhan dan temperatur masuk turbin dalam persatuan . Meskipun demikian, bahan turbin yang lebih baik dan / atau ditingkatkan baling / pisau pendingin yang diperlukan untuk mengatasi peningkatan di kedua temperatur masuk turbin dan suhu pengiriman kompresor . Meningkatkan terakhir membutuhkan bahan kompresor yang lebih baik .
Meminimalkan kehilangan panas dan mengoptimalkan rasio suhu masuk akan meningkatkan kerja yang bermanfaat sistem dan efisiensi termal mesin turbo jet .
Lihat juga
Air sistem start
Siklus Brayton
mesin exoskeletal
jet dragster
Pengembangan turbojet di RAE
Variabel Siklus Mesin
Kegagalan mesin turbin
Catatan
Melompat ^ " turbojet mesin " . NASA Glenn Research Center . Diakses 2009-05-06 .
Melompat ^ Maxime Guillaume , " Propulseur par reaksi sur l' udara, " French paten FR 534.801 ( diajukan : 3 Mei 1921 , diterbitkan : 13 Januari 1922 )
Melompat ^ Warsitz , Lutz : PERTAMA JET PILOT - Kisah Pilot Uji Jerman Erich Warsitz ( hal. 125 ) , Pen dan Sword Books Ltd , Inggris , 2009, ISBN 978-1-84415-818-8
Melompat ^ Larson , George C. (April / Mei 2010) , " Old Faithful " , " Air & Ruang Angkasa " 25 ( 1 ) : 80
Melompat ^ http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1945/1945 % 20 - % 202113.html
Melompat ^ http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1960/1960 % 20 - % 201525.html
^ Langsung ke : b Cumpsty , Nicholas ( 2003) . " 3.1 " . Jet Propulsion ( 2nd ed . ) . Cambridge University Press . ISBN 0-521-54144-1 .
Melompat ^ " turbojet Thrust " . NASA Glenn Research Center . Diakses 2009-05-06 .
Melompat ^ Cumpsty , Jet Propulsion , Bagian 6.3
Melompat ^ MIT.EDU Bersatu : Termodinamika dan Propulsi Prof ZS Spakovszky - turbojet Mesin
Tidak ada komentar:
Posting Komentar