تحليل ترموديناميكي يك موتور توربوجت واقعي به كمك قونين اول و دوم ترموديناميكي

Thermodynamic analysis of a real turbojet engine by first and second law of thermodynamic

موتورهاي توربوجت را مي توان سيستم هاي ترموديناميكي چندين ورودي و خروجي در نظر گرفت. در اين مطالعه يك موتور توربوجت با اجزاء واقعي ( داراي راندمان كاركردي ) در نظر گرفته شده است كه براي ارتفاع 11 كيلومتر از سطح دريا و براي اعداد ماخ مختلف از جمله فروصوت و فراصوت مدل شده است . با بكارگيري قانون اول ترموديناميك خروجي هاي سيستم يعني نيروي رانش، راندمان هاي سيستم، مصرف ويژه سوخت نسبت به ورودي هاي انتخاب شده تعيين شده و بصورت همزمان قانون دوم ترموديناميك جهت تحليل اگزرژي هر جزء از مجموعه سيستم اعمال شده است . در انتها چگونگي رفتار پارامترهاي هدف با تغييرات نسبت فشار كمپرسور در گستره ي5 تا30 و عدد ماخ ورودي در گستره ي 0.2 تا 2 و دماي ورودي به توربين براي 3 دماي 1400، 1500و1600 نمايش داده شده است. نتايج نشان مي دهد كه در توربين براي دماهاي ورودي بيشتر از 1500 و در محدوده ي نسبت فشار كمپرسور بين 2 π_c 10 راندمان اگزرژي كاهش مي يابد در حالي كه براي دماي ورودي به توربين كمتر از 1500 افزايش مي يابد. در كمپرسور نيز براي ماخ ورودي كمتر از يك و نسبت فشار كمپرسور كمتر از 10راندمان اگزرژي كمپرسور افزايش ولي براي اعداد ماخ ورودي فراصوت با افزايش نسبت فشار كمپرسور راندمان اگزرژي كمپرسور كاهش مي يابد.

Turbojet engines thermodynamic system can be considered multiple inputs and outputs. In this study, a turbojet engine with real components (functional efficiency) is intended for an altitude of 11km above sea level and different Mach numbers including the subsonic and supersonic.Using the First Law of Thermodynamics output system Including system efficiency, specific fuel consumption relative to the selected input set And at the same time the Second Law of Thermodynamics Exergy analysis of each component of the system is applied. Finally, how to behave objective parameters with changes compressor pressure ratio in the range of 5 to 30 and inlet Mach number in the range of 0.2 to 2 and turbine inlet temperature for 3 temperature of 1400, 1500 and 1600 are shown. The results show that more than turbine inlet temperatures 1500 k and within compressor pressure ratio between 2 π_c