Tah motoru s plynovou turbínou - Gas turbine engine thrust

Známá studie o proudové letadlo zpracovává tryskový tah s popisem "černé skříňky", který se dívá pouze na to, co jde do tryskový motor, vzduch a palivo, a co vychází, výfukové plyny a nevyvážená síla. Tato síla, nazývaná tah, je součtem rozdílu hybnosti mezi vstupem a výstupem a jakoukoli nevyváženou tlakovou silou mezi vstupem a výstupem, jak je vysvětleno v „Výpočtu tahu“.

Jako příklad lze uvést časný proudový motor, Bristol Olympus Mk. 101, měl hybnost 9300 lb. a tlakový tah 1800 lb., což celkem 11 100 lb.^[1] Pohled do „černé skříňky“ ukazuje, že tah je výsledkem všech nevyvážených hybných a tlakových sil vytvořených v samotném motoru.^[2] Tyto síly, některé dopředu a některé dozadu, jsou napříč všemi vnitřními částmi, jak stacionárními, tak rotujícími, jako jsou potrubí, kompresory atd., Které jsou v primárním proudu plynu, který protéká motorem zepředu dozadu. Algebraický součet všech těchto sil je dodáván do draku letadla k pohonu.^[3] "Let" uvádí příklady těchto vnitřních sil pro dva rané proudové motory, Rolls-Royce Avon Ra.14^[4] a de Havilland Goblin^[5]

Přenos tahu na letadlo

Tah motoru působí podél osy motoru. Letadlo „drží“ motor na vnějším plášti motoru v určité vzdálenosti od osy motoru (u uložení motoru). Toto uspořádání způsobí ohnutí skříně motoru (známé jako ohnutí páteře) a zkreslení plášťů kulatého rotoru (ovalizace). Zkreslení konstrukce motoru musí být kontrolováno vhodnými montážními místy, aby byla zachována přijatelná vůle rotoru a těsnění a zabráněno tření. U originálu došlo k dobře uveřejněnému příkladu nadměrné strukturální deformace Pratt & Whitney JT9D instalace motoru v Boeing 747 letadlo.^[6] Uspořádání uložení motoru muselo být revidováno přidáním přídavného přítlačného rámu, aby se snížily průhyby skříně na přijatelné množství.^[7][8]

Tah rotoru

Tah rotoru na axiálním ložisku nesouvisí s tahem motoru. Při některých otáčkách může dokonce změnit směr. Zatížení ložiska je určeno z hlediska životnosti ložiska. Přestože aerodynamická zatížení na lopatkách kompresoru a turbíny přispívají k tahu rotoru, jsou malá ve srovnání s dutinami uvnitř rotoru, které jsou výsledkem tlaků v systému sekundárního vzduchu a průměrů těsnění na discích atd. Udržet zatížení v rámci těsnění specifikace ložiska průměry se volí odpovídajícím způsobem jako před mnoha lety na zadní straně oběžného kola^[9] v de Havilland Ghost motor. Někdy je třeba do rotoru přidat další disk známý jako vyvažovací píst. Časný příklad proudového motoru s vyvažovacím pístem^[10] byl Rolls-Royce Avon.

Výpočet tahu

Čistý tah (F_N) motoru je dán vztahem:^[11]:p16

${ displaystyle F_ {N} = ({ dot {m}} _ {vzduch} + { dot {m}} _ {palivo}) v_ {e} - { dot {m}} _ {vzduch} v }$

Většina typů proudových motorů má přívod vzduchu, který zajišťuje většinu kapaliny opouštějící výfuk. Konvenční raketové motory však nemají sání, takže ṁ _vzduch je nula. Raketové motory proto nemají odpor beranu a hrubý tah trysky raketového motoru je čistý tah motoru. V důsledku toho se charakteristiky tahu raketového motoru liší od charakteristiky tryskového motoru s dýcháním vzduchu a tah je nezávislý na rychlosti.

Pokud se rychlost paprsku z tryskového motoru rovná zvukové rychlosti, říká se, že tryska tryskového motoru je dusena. Pokud je tryska ucpaná, je tlak na výstupní rovině trysky větší než atmosférický tlak a k výše uvedené rovnici je třeba přidat další výrazy, aby se zohlednil tlakový tah.^{[11][Citace je zapotřebí ][pochybný – diskutovat]} Nicméně, proti_E je efektivní rychlost výfuku. Pokud má proudový motor čistě konvergentní výfukovou trysku a skutečná rychlost výfuku dosahuje rychlosti zvuku ve vzduchu při teplotě a tlaku výfukových plynů, nelze výfukové plyny dále zrychlovat pomocí trysky. V takovém případě si výfukové plyny udrží tlak, který je vyšší než tlak okolního vzduchu. To je zdroj „tlakového tahu“.

Rychlost proudění paliva vstupujícího do motoru je často velmi malá ve srovnání s rychlostí proudění vzduchu.^[11] Pokud lze ignorovat příspěvek paliva k hrubému tahu trysky, čistý tah je:

${ displaystyle F_ {N} = { dot {m}} _ {vzduch} (v_ {e} -v)}$

Rychlost paprsku (proti_E) musí překročit skutečnou rychlost letadla (proti), pokud má na letoun působit čistý dopředný tah. Rychlost (proti_E) lze vypočítat termodynamicky na základě adiabatická expanze.^[12]

Zvětšení tahu

Zvětšení tahu má mnoho podob, nejčastěji k doplnění nedostatečného tahu při vzletu. Některá raná proudová letadla potřebovala k vzletu z letišť s vysokou nadmořskou výškou nebo při vysoké denní teplotě raketovou pomoc. Novější letadlo, Tupolev Tu-22 nadzvukový bombardér, byl vybaven čtyřmi zesilovači SPRD-63 pro vzlet.^[13] Pravděpodobně nejextrémnějším požadavkem vyžadujícím raketovou pomoc, který byl krátkodobý, byl zahájení nulové délky. Téměř stejně extrémní, ale velmi běžná, je pomoc katapultu z letadlových lodí. Během letu byla také použita raketová pomoc. The SEPR 841 na motoru byl použit posilovací motor Dassault Mirage pro zachycení ve velké výšce.^[14]

Časné uspořádání zadních ventilátorů, které přidávalo obtokové proudění vzduchu do proudového motoru, bylo známé jako tahové augmentory.^[15] Zadní ventilátor namontovaný na General Electric CJ805 -3 proudový motor zvýšil vzletový tah z 11 650 lb na 16 100 lb.

Voda nebo jiná chladicí kapalina,^[16] vstřikování do kompresoru nebo spalovací komory a vstřikování paliva do trysky (dodatečné spalování / opětovné zahřátí) se staly standardními způsoby, jak zvýšit tah, známý jako „mokrý“ tah pro odlišení od „suchého“ tahu bez augmentace.

Vstřikování chladicí kapaliny (chlazení před kompresorem) bylo použito společně s přídavným spalováním ke zvýšení tahu při nadzvukových rychlostech. Dále jen ‚Skyburner ' McDonnell Douglas F-4 Phantom II vytvořil světový rychlostní rekord pomocí vstřikování vody před motorem.^[17]

Při vysokých počtech Machů dodatkové spalovací motory dodávají postupně více tahu motoru, protože tah z turbínového stroje klesá směrem k nule, při které rychlosti poklesl poměr tlaku motoru (epr) na 1,0 a veškerý tah motoru pochází z přídavného spalování. Přídavné spalování musí také vyrovnat tlakovou ztrátu na turbomachivu, což je tažná položka při vyšších rychlostech, kde epr bude menší než 1,0.^[18][19]

Zvýšení přítlaku stávajících instalací motoru s přídavným spalováním pro speciální krátkodobé úkoly bylo předmětem studií pro vypouštění malých užitečných zátěží na oběžné dráhy nízké Země pomocí letadel, jako jsou McDonnell Douglas F-4 Phantom II, McDonnell Douglas F-15 Eagle, Dassault Rafale a Mikojan MiG-31,^[20] a také pro přenášení experimentálních balíčků do vysokých nadmořských výšek pomocí a Lockheed SR-71.^[21] V prvním případě je pro orbitální starty vyžadováno zvýšení stávající schopnosti maximální rychlosti. V druhém případě je vyžadováno zvýšení tahu v rámci stávající rychlosti. V prvním případě se používá chlazení vstupu kompresoru. A mapa kompresoru ukazuje, že průtok vzduchu se snižuje se zvyšující se vstupní teplotou kompresoru, i když kompresor stále běží při maximálních otáčkách (ale snížená aerodynamická rychlost). Chlazení vstupu kompresoru zvyšuje aerodynamickou rychlost, průtok a tah. Ve druhém případě bylo povoleno malé zvýšení maximální mechanické rychlosti a teploty turbíny spolu se vstřikováním oxidu dusného do přídavného spalování a současným zvýšením průtoku paliva přídavným spalováním.

Reference