تحلیل اگزرژی می تواند مقدار واقعی اتلاف انرژی و یا به عبارتی ناکارآمدی های ترمودینامیکی را برای هر یک از اجزای یک سیستم تعیین نماید. در این تحقیق با مدل سازی و تحلیل ترمودینامیکی و اگزرژیک یک موتور توربوجت بدون پس سوز به ارائه داده ها و بیان راه کارهایی جهت بهبود عملکرد آن پرداخته شده است. جهت مدل سازی مساله یک کد کامپیوتری در نرم افزار متلب نوشته شده و اعتبارسنجی مساله نیز با نرم افزار جی اس پی انجام شده است. بررسی نتایج نشان می دهد که با افزایش ارتفاع پروازی هواپیما از سطح دریا تا ارتفاع 11کیلومتری، در نسبت فشار کمپرسور برابر 40 میزان راندمان اگزرژی از 61/59% به 38/63% ارتقا می یابد. در محدوده دمایی 93-تا 47 درجه سانتی گراد بازده اگزرژیموتور توربوجت می تواند از 97/51% تا 78/50% تغییر کند. این بدان معنی است که اگر پرواز هواپیما در هوای خنک انجام شود، می توان بدون اعمال بهینه سازی ترمودینامیکی در موتور، بازده اگزرژی آن را ارتقا داد. نتایج دیگر نشان می دهد افزایش سرعت پروازی هواپیمااز 50 تا 300 متر بر ثانیه و در دمای احتراق 1850 کلوین، بازده اگزرژی آن را از 05/51% به 53/57% افزایش می دهد.

لطفا برای مشاهده چکیده به متن کامل (PDF) مراجعه فرمایید.

در این مقاله، به طراحی و شبیه سازی واحد کنترل سوخت مکانیکی یک موتور توربوجت تک محوره به همراه شبیه سازی موتور پرداخته می شود. بدین منظور، پس از بیان اهمیت سیستم کنترل و معرفی و دسته بندی مودهای کنترلی یک موتور توربوجت سبک، ابتدا الگوریتم شبیه سازی حالت پایا و سپس گذرای موتور ارائه می شود. به کمک این استراتژی ها، عملکرد موتور در حالت پایا و گذرا شبیه سازی شده و با نتایج تست عملی ارزشیابی می گردد که تطابق خوب نتایج شبیه سازی و نتایج تست عملی بیانگر روند انجام صحیح شبیه سازی های موتور است. در مرحله بعد، به معرفی استراتژی کنترل سوخت مکانیکی این موتور پرداخته شده و نحوه ی عملکرد واحد کنترل سوخت (FCU) برای این موتور توضیح داده می شود. سپس به مدل سازی ریاضی و شبیه سازی عملکرد FCU در نرم افزار SimHydraulic پرداخته می شود و نتایج عملکرد FCU استخراج و توضیح داده می شود. در نهایت، پس از اطمینان از عملکرد صحیح هر دو واحد موتور و FCU دو شبیه سازی انجام گرفته با یکدیگر ترکیب شده و عملکرد موتور در حضور FCU تحلیل می گردد. نتایج مقاله، نشان دهنده روند صحیح در مدل سازی و شبیه سازی موتور مورد مطالعه و همچنین طراحی صحیح استراتژی واحد FCU می باشد.

در این تحقیق عملکرد موتور توربوجت J85-GE21 با تحلیل اگزرژی اجزای تشکیل دهندة آن مورد ارزیابی قرار گرفته است. با استفاده از روابط تعادل اگزرژی، عملکرد موتور توربوجت و اجزای آن برای بارگذاری های توانی مختلف در دو ارتفاع سطح دریا و 000,11 متری و در چندین سرعت پروازی بررسی شده است. بالاترین بازدة اگزرژی در سطح دریا مربوط به کمپرسور با 72/96% بوده و پس از آن نازل و توربین به ترتیب با 70/93% و 31/92% قرار دارند. با کاهش سرعت هوای ورودی به موتور در هر ارتفاعی، بازده تمامی اجزاء موتور و بازده کلی کاهش یافت. کمترین بازدة اگزرژی در سطح دریا مربوط به پس سوز با 81/54% و پس از آن محفظة احتراق با 42/80% بود. افزایش ارتفاع باعث کاهش 70% اتلاف اگزرژی موتور می شود. بازده کلی موتور با فرض ثابت بودن فشار هوا با افزایش درجه حرارت هوای ورودی به ازای هر یک درجه افزایش درجه حرارت، 45/0% کاهش می یابد.

با وجود کاربرد زیاد موتورهای میکروتوربینی در عرصه­های مختلف هوافضا، اما این موتورها برای تأمین تراست مطلوب، سوخت نسبتاً بالایی مصرف می­کنند. میزان مصرف سوخت یک پارامتر کلیدی در کارایی، مداومت پرواز و برد یک وسیله پرنده بدون سرنشین است. یک راهکار مؤثر برای کاهش مصرف سوخت این موتورها در عین حفظ میزان تراست، تبدیل آنها به موتورهای میکرو - توربوفن است. در این تحقیق، یک ساختار موتور میکرو - توربوفن با جریان آمیخته مشتق از یک موتور میکرو - توربوجت بکار گرفته می­شود. جهت تحلیل عملکرد این ساختار، یک مدل سازی ترمودینامیکی با روش تکرار ماتریسی و حل­کننده نیوتن - رافسون برای یک موتور میکرو - توربوفن انجام می­شود. یافته­های مدل سازی موتور در مقایسه با یک نرم افزار شبیه­سازی عملکرد موتور توربینی صحه­گذاری می­شوند. پس از آن ماژول فن لازم برای موتور تبدیل یافته طراحی شده و عملکرد موتور میکرو - توربوفن در حالت پایا و گذرا مورد بررسی قرار می­گیرد. مقایسه عملکرد موتور جدید با داده­های تست موتور پایه نشان می­دهد که علی رغم عدم تغییر در مقدار تراست، مصرف سوخت ویژه به اندازه 20 درصد کاهش می­یابد.

در این مقاله، سیستم ضدانجماد روی سطوح یک توربوجت در حال پرواز طراحی شده است. در این طراحی، سرعت حرکت موتور، ارتفاع پرواز، دمای هوا اطراف موتور، و میزان رطوبت موجود در هوا و اثر هر کدام از این عوامل بر تشکیل یخ روی سطوح ورودی موتور در نظر گرفته شده است. برای این منظور، ضمن محاسبه دمای سطوح در حال حرکت در هوای مرطوب، شرایط جوی بحرانی که برای محاسبه سیستم ضدانجماد استفاده می شود، به دست آمده است. سپس، منطقه جذب یخ روی سطوح ورودی محاسبه شده و با ایجاد مسیر عبور هوای گرم، میزان دبی هوای گرم مورد نیاز برای سیستم ضدانجماد به دست آمده است. در نهایت، یک سیستم کنترلی ضدانجماد که در آن از کنترلر PID استفاده می شود، طراحی شده است. در این سیستم، با استفاده از هوای گرم در خروجی کمپرسور و هدایت آن به سمت سطوحی که احتمال یخ زدگی روی آنها وجود دارد، از وقوع این پدیده جلوگیری می شود. زمان فرستادن و دبی هوای گرم مورد نیاز برای هر کدام از سطوح ورودی موتور (مانند بولت نوز، استرت و لیپ) توسط این سیستم کنترل می شود.

مطالعات نشان می دهد که تحلیل قانون اول در سیستم های پیشرانش هوایی به تنهایی کافی نبوده و جهت بررسی دقیق یک موتور باید قانون دوم و تحلیل اگزرژی نیز مورد بررسی قرار گیرد. تحلیل ترمودینامیکی و اگزرژی موتور ها ی هوا تنفسی به ویژه موتور ها ی توربوجت، توربوفن و توربوپراپ در دهه اخیر توجه پژوهشگران زیادی را به خود جلب کرده است. در این رویکرد با استفاده از قوانین ترمودینامیکی و تحلیل های اگزرژی، موتور ها ی توربوجت، توربوفن و توربوپراپ به صورت سیستمی مورد تحلیل و بررسی قرار گرفته و حالت کارکرد بهینه آنها استخراج می-گردد. هدف عمده این پژوهش بررسی و ارائه آخرین یافته ها ی تحقیقاتی در این حوزه با تمرکز بر موتورهای توربوجت، توربوفن و توربوپراپ می-باشد. نتایج بیشتر تحقیقات نشان می دهد که محفظه احتراق و پس سوز دو بخش مهم موتورهای هوایی هستند که بیشترین تخریب اگزرژی در آنها رخ می دهد. از سوی دیگر بررسی و تحلیل اگزرژی موتورها در خارج از نقطه طراحی نیز مساله مهمی است که در سال های اخیر مورد توجه بوده است.

در این مقاله طراحی کنترلر Min-Max به منظور کنترل مدل ترمودینامیکی موتور توربوفن دومحوره غیر مخلوط شونده در نقطه طراحی ارائه شده است. برای این منظور، در ابتدا محدودیت های موجود برای عملکرد مطمئن و ایمن موتور توربوفن و همچنین شرایط عملکردی بحرانی موتور مورد نظر، از کاتالوگ ها و منابع موجود بدست آمده اند و به عنوان محدودیت های کنترلر در روند طراحی در نظر گرفته شده اند. مدل سازی ترمودینامیکی موتور توربوفن به همراه طراحی کنترلر در محیط سیمولینک نرم افزار MATLAB انجام شده است. نتایج بدست آمده از شبیه سازی نشان می دهند که کنترلر به خوبی تراست مورد درخواست خلبان را تامین کرده و قیدهای تعریف شده همچون محدودیت سرعت و شتاب محور فشار بالا، محدودیت فشار خروجی از کمپرسور فشار بالا و محدودیت دمای خروجی از محفظه احتراق را رعایت می کند و همچنین از وقوع پدیده های سرج، استال، خاموشی شعله در محفظه احتراق و… جلوگیری می کند.