اخبار و اعلانات
آمار
| تعداد نشریات | 38 |
| تعداد شماره‌ها | 1,240 |
| تعداد مقالات | 8,994 |
| تعداد مشاهده مقاله | 7,846,529 |
| تعداد دریافت فایل اصل مقاله | 4,707,196 |
شبیه‌سازی و تحلیل ترمودینامیکی موتور توربوفن دومحوره در شرایط نقطه طراحی و خارج از نقطه طراحی | ||
| مکانیک هوافضا | ||
| مقاله 7، دوره 15، شماره 4 - شماره پیاپی 58، دی 1398، صفحه 95-108 اصل مقاله (1.3 M) | ||
| نوع مقاله: گرایش پیشرانش و انتقال حرارت | ||
| نویسندگان | ||
| علیرضا ربیعی* 1؛ الیاس لکزیان2 | ||
| 1امام حسین | ||
| 2مالک اشتر | ||
| تاریخ دریافت: 27 آذر 1396، تاریخ بازنگری: 15 اسفند 1396، تاریخ پذیرش: 16 دی 1397 | ||
| چکیده | ||
| در پژوهش حاضر، مدل‌سازی ترمودینامیکی یک موتور توربوفن دو محوره، با کنارگذر مجزا در شرایط نقطه طراحی و خارج از نقطه طراحی انجام گرفته است. در این موتور بخشی از جریان هوا بهمنظور خنک‌کاری پره‌های توربین و همچنین تامین هوای داخل کابین از کمپرسور پرفشار برداشته می‌شود. همچنین از محل فن، توان، بهمنظور تامین توان اجزای جانبی استخراج می‌گردد. بهمنظور اعتبارسنجی مدل‌سازی ترمودینامیکی توسعه یافته، نتایج بهدستآمده با نتایج آزمایشگاهی موتور "CFM56-7B" شامل دور شفت کم‌فشار اصلاحشده، نیروی پیشران موتور، دبی جریان سوخت، دور شفت فشار بالا و دمای گازهای خروجی از موتور مقایسه می‌گردد. ترکیب معادلات دور موتور با تحلیل ترمودینامیکی سیکل و تدوین نتایج بهصورت نیروی پیشران عمومی که جزء نوآوری‌های مطالعه حاضر می‌باشد نشان می‌دهد که مدل‌سازی انجامشده دارای حداکثر خطای 12% بوده و می‌تواند رفتار موتور را در شرایط خارج از نقطه طراحی به درستی پیش‌بینی کند. مشاهده می‌شود که در شرایط پرواز کروز جریان در خروجی کانال کنارگذر و همچنین خروجی هسته اصلی موتور خفه می‌شود. نتایج نشان می‌دهد که حساسیت خفه شدن جریان کانال کنارگذر در صورت افزایش ماخ ورودی جریان به موتور، بیشتر از هسته اصلی آن است. همچنین انحراف مثبت از اتمسفر استاندارد باعث می‌شود که نیروی پیشران کاهش و مصرف سوخت ویژه نیز کاهش یابد و انحراف منفی از اتمسفر استاندارد سبب افزایش نیروی پیشران و افزایش مصرف سوخت ویژه موتور می‌گردد. | ||
| کلیدواژه‌ها | ||
| موتور توربوفن؛ خارج از نقطه طراحی؛ مصرف سوخت ویژه؛ نیروی پیشرانش | ||
| عنوان مقاله [English] | ||
| Simulation and Thermodynamic Analysis of Twin Spool Turbofan Engine at the On Design and Off Design Conditions | ||
| نویسندگان [English] | ||
| alireza rabiee1؛ elyas lekzian2 | ||
| 1emam hosein | ||
| 2malek ashtar | ||
| چکیده [English] | ||
| At the present paper, thermodynamic simulation of a twin spool separate exhaust turbofan engine, at the on design and off design conditions is performed. At this engine, a part of air flow is extracted from the high pressure compressor in order to cool the turbine blades and provide cockpit air. Also, power is extracted from the fan to provide the power for accessories. For the validation of developed thermodynamic model, the results are compared with CFM56-7B engine experimental outputs including: corrected low pressure spool speed, engine thrust, fuel flow rate, high pressure spool speed, and exhaust gas temperature of engine. Combination of engine revolution equations with thermodynamic cycle equations and preparing the results in the frame work of generalized thrust curves, which are the innovations of the current study, demonstrate that the model has 12% error at most and can predict the off design behavior of the engine correctly. It is obtained that at the cruise condition, the bypass duct exit and core stream exit are chocked. The results show that in the case of inlet Mach number increasing, the bypass duct chocking sensitivity is more than core stream chocking sensitivity. Moreover, positive ISA condition decreases the thrust and specific fuel consumption and negative ISA condition increases the thrust and specific fuel consumption. | ||
| کلیدواژه‌ها [English] | ||
| Turbofan Engine, Off Design, SFC, Thrust | ||
| مراجع | ||
|
Oates, G. C. “Performance Estimation for Turbofans with and without Mixers”, Journal of Propulsion and Power, Vol. 1, No. 3, pp. 252-256, 1985.## 2. Liew, K. H., Urip, E., Yang, S.-l., Mattingly, J., and Marek, C. “Performance Cycle Analysis of a Two-Spool, Separate-Exhaust Turbofan With Interstage Turbine Burner”, in 40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, Florida, 2004.## 3. Liu, F., and Sirignano, W. A. “Turbojet and turbofan engine performance increases through turbine burners”, Journal of propulsion and power, Vol. 17, No. 3, pp. 695-705, 2001.## 4. Yadav, R., Jugseniya, C .B., and Pashilkar, A. A. “Thermodynamic Analysis of Turbofan Engine”, ASME Turbo Expo Power for Land, Sea, and Air, Nevada, USA, 2005.## 5. Moeini, A.M. and Zargar Abadi, M.R. “Numerical Analysis of Film-Cooling over the Rotating Turbine Blade Using Laterally-Diffused Hole”, Mechanic-Aerospace Journal, Vol. 14, No. 3, pp. 41-54, 2018 (In Persian).## 6. Boeing Company. “Boeing737-800 Performance Engineers Manual”; http://data.air.cc/plus/view.phpaid=1618, 1998.## 7. Farokhi, S. “Aircraft Propulsion”, Wiley, USA, 2009.## 8. Mattingly, J. D. “Aircraft Engine Design”, AIAA Press., Virginia, United States , 2002.## 9. Mattingly, J. D. “Elements of Propulsion:Gas Turbines and Rockets”, AIAA Press., Virginia, United States, 2006.## 10. McDaniel., M. “Microjet Fun – Flying The SUBSONEX”, http://twinandturbine.com/article/microjet-fun-flying-subsonex-bonus/, 2016.## 11. Brady, C. “The Boeing 737 Technical Guide (Standard Budget Version)”, AIAA, USA, 2014.## 12. Boeing Company. “Jet Transport Performance Methods”, Boeing Company Commercial Airplane Group Press, USA, 1969.## 13. Cumpsty, N. A. “Compressor aerodynamics”, Longman Scientific & Technical, England, 1989.## 14. Asselin, M. “An Introduction to Aircraft Performance”, American Institute of Aeronautics & Astronautics, Michigan, USA, 1997. 15. Sanghi, V., Lakshmanan, B. K., and Sundararajan, V. “Digital Simulator for Steady-State Performance Prediction of Military Turbofan Engine”, Journal of Propulsion and Power, Vol. 14, No. 1, pp. 74-81, 1998.## 16. Filippone, A. “Flight Performance of Fixed and Rotary Wing Aircraft”, Elsevier Press., Manchester, United Kingdom, 2006.## 17. Gunston, B. “World Encyclopedia of Aero Engines: From the Pioneers to the Present Day”, Sutton Press., England, 2006.## | ||
|
آمار تعداد مشاهده مقاله: 539 تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 667 |
||