Thực đơn
Động cơ phản lực không khí
Các động cơ phản lực không khí đều là động cơ phản lực, theo đó tạo ra lực đẩy từ lực phụt của dòng chất lưu ở vận tốc cao.
Các động cơ phản lực không khí tạo ra luồng khí phụt nhờ đốt cháy nhiên liệu được chứa trong bể chứa trong động cơ (đối với động cơ tên lửa). Tương tự, đối với động cơ phản lực hàng không nhờ hút khí từ bên ngoài và đẩy hỗn hợp khí cháy từ buồng đốt, qua ống xả ở vận tốc cao hơn nhiều.
Miệng xả (vòi phun, miệng phụt) của động cơ phản lực được sử dụng để tạo ra luồng phụt về phía sau. Miệng xả là nơi mà năng lượng của khí cháy ở áp suất cao được chuyển thành động năng của dòng khí phụt ở vận tốc lớn.[24] Áp suất tổng và nhiệt độ của khí không thay đổi khi đi qua miệng xả nhưng các giá trị tĩnh giảm xuống và vận tốc của khí được tăng lên.
Tốc độ của dòng khí khi đi vào miệng vòi phun là thấp, ở vào khoảng Mach 0,4, để giảm tổn thất áp suất của dòng khí dẫn đến miệng phụt. Nhiệt độ đầu vào của khí khi đi vào miệng xả khá thấp, ở mức nhiệt độ không khí tại mực nước biển đối với miệng xả cánh quạt trên động cơ bay ở độ cao hành trình. Nhiệt độ của dòng khí phụt qua miệng xả có thể đạt tới 1000K đối với động cơ phản lực siêu âm có đốt sau và 2200K với động cơ đốt sau.[25] Áp suất khí khi đi vào vòi phun cao gấp từ 1,5 lần áp suất khí bên ngoài vòi phun, đối với động cơ phản lực tuốc bin cánh quạt, đến gấp 30 lần áp suất không khí bên ngoài, đối với động cơ của máy bay có người lái bay ở tốc độ lớn hơn mach 3.[26]
Miệng xả hội tụ thường chỉ có khả năng gia tốc khí đến Mach 1. Để có thể bay ở tốc độ cao, cần phải đạt được vận tốc khí phụt cao hơn nữa. Các máy bay bay ở tốc độ cao thường sử dụng động cơ có miệng xả dạng hội tụ-phân kỳ.[27]
Lực đẩy vòi phun là cao nhất nếu áp suất tĩnh của khí đạt giá trị bằng với áp suất xung quanh tại đầu ra của vòi phun. Điều này chỉ xảy ra nếu như diện tích miệng vòi phun đúng theo tỉ lệ áp suất vòi phun (nozzle pressure ratio (npr)). Do tỉ lệ npr thay đổi theo sự thay đổi lực đẩy của động cơ và tốc độ bay, nên lực đẩy vòi phun hiếm khi đạt giá trị tối đa. Ngoài ra tại tốc độ bay siêu âm diện tích phân kỳ là nhỏ hơn mức để khí giãn nở tới khi bằng áp suất môi trường xung quanh để cân bằng với lực cản bên ngoài. Whitford[28] đưa ra ví dụ là máy bay F-16. Các động cơ XB-70 and SR-71.
Vòi phun của động cơ, cùng với diện tích tuốc bin, sẽ quyết định đến áp suất làm việc của máy nén.[29]
Hiệu suất của động cơ tuốc bin phản lực hút khí ngoài, sẽ thấp hơn hiệu suất của động cơ tên lửa. Hiệu suất của động cơ sẽ phụ thuộc vào tỉ lệ giữa tốc độ (v) của phương tiện bay với tốc độ khí xả (ve) như biểu đồ dưới đây.
Dependence of propulsion efficiency (η) upon the vehicle speed/exhaust velocity ratio (v/ve) for air-breathing jet and rocket engines.Hiệu suất chuyển hóa năng lượng riêng của nhiên liệu thành lực đẩy ( η o {\displaystyle \eta _{o}} ) của động cơ phản lực bao gồm hai thành phần chính:
Hiệu suất η o {\displaystyle \eta _{o}} là:
η o = η p η t h {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}đối với các động cơ phản lực hiệu suất tạo ra lực đẩy (propulsive efficiency) đạt giá trị cao nhất khi vận tốc của luồng khí phụt gần bằng vận tốc của máy bay đồng nghĩa với động năng dư thừa là nhỏ nhất.[30] Đối với động cơ phản lực nạp khí từ khí quyển thì vận tốc xả bằng vận tốc của phương tiện bay, hay η p {\displaystyle \eta _{p}} bằng 1, sẽ cho lực đẩy tối đa, và không thay đổi động lượng của máy bay.[31] Công thức cho các động cơ phản lực nạp khí từ khí quyển, vận tốc khí ở cửa hút gió là v {\displaystyle v} (cũng là vận tốc thực của máy bay) và vận tốc khí phụt v e {\displaystyle v_{e}} , bỏ qua dòng chảy của nhiên liệu, là:[32]
η p = 2 1 + v e v {\displaystyle \eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{e}}{v}}}}}Và đối với động cơ tên lửa:[33]
η p = 2 ( v v e ) 1 + ( v v e ) 2 {\displaystyle \eta _{p}={\frac {2\,({\frac {v}{v_{e}}})}{1+({\frac {v}{v_{e}}})^{2}}}}Ngoài ra, khi xét đến hiệu suất đẩy của động cơ người ta còn xét đến hiệu suất chu trình nhiệt (cycle efficiency) do động cơ phản lực là một dạng động cơ nhiệt. Hiệu suất của động cơ nhiệt được xác định bằng tỉ số giữa nhiệt độ bên trong động cơ và nhiệt độ của dòng khí ở miệng xả. Hiệu suất này được cải thiện theo thời gian do áp dụng các vật liệu mới cho phép tăng nhiệt độ tối đa của chu trình nhiệt trong động cơ. Ví dụ, vật liệu composite, kết hợp giữa kim loại và gốm, đã được các kỹ sư phát triển để chế tạo các lá tuốc bin, hoạt động trong điều kiện nhiệt độ rất cao.[34] Hiệu suất cũng được giới hạn bởi tỉ lệ áp suất tổng thể có thể đạt được. Hiệu suất chu trình nhiệt (Cycle efficiency) đạt tới giá trị cao nhất ở các động cơ tên lửa (~60% hoặc cao hơn), do chúng có khả năng tạo khí cháy với nhiệt độ đặc biệt cao ở trong buồng đốt. Hiệu suất chu trình nhiệt đối với động cơ tuốc bin phản lực luồng và các động cơ tương tự là gần 30%, do chúng có nhiệt độ cao nhất của chu trình nhiệt thấp hơn nhiều.
Hiệu suất của buồng đốt đối với động cơ phản lực tuốc bin khí của máy bay trong các điều kiện khác nhau.Hiệu suất buồng đốt của phần lớn các động cơ máy bay tại thời điểm cất cánh là gần bằng 100%. Hiệu suất của buồng đốt sẽ giảm xuống 98% ở độ cao bay hành trình. Tỉ lệ hỗn hợp không khí/nhiên liệu là từ 50:1 (giàu) đến 130:1 (nghèo). Ở ngoài khoảng hai tỉ lệ này, thì nhiên liệu sẽ không thể cháy trong buồng đốt. Giới hạn giữa sự pha trộn hỗn hợp giàu/nghèo nhiên liệu này sẽ giảm dần khi vận tốc dòng khí tăng lên. Nếu tăng lượng khí hút vào động cơ, trong khi tỉ lệ nhiên liệu giảm xuống quá giới hạn, sẽ không thể đốt cháy hỗn hợp khí/nhiên liệu trong buồng đốt.[35]
Xung lực đẩy riêng là một hàm số của vận tốc đối với các loại động cơ phản lực khác nhau sử dụng nhiên liệu kerosene (xung lực đẩy riêng Isp của động cơ hydro về lý thuyết sẽ cao hơn gấp đôi).Một đại lượng liên quan (nhưng khác) với hiệu suất năng lượng là tốc độ tiêu thụ nhiên liệu. Mức tiêu thụ nhiên liệu ở động cơ phản lực không khí được xác định bằng suất tiêu hao nhiên liệu riêng theo lực đẩy (thrust-specific fuel consumption), xung lực đẩy riêng, hay tốc độ phụt khí hiệu dụng. Chúng đều dùng để đo một đại lượng. Xung lực đẩy riêng và tốc độ phụt khí hiệu dụng tỉ lệ với nhau, trong khi mức tiêu thụ nhiên liệu riêng tỉ lệ nghịch với các đại lượng trên.
Đối với các động cơ nạp khí từ khí quyển như động cơ tuốc bin phản lực luồng, hiệu suất năng lượng và hiệu suất lực đẩy là rất giống nhau, do chất đẩy của động cơ là nhiên liệu và là nguồn năng lượng. Đối với động cơ tên lửa, chất đẩy dần mất đi, cạn dần, đồng nghĩa với việc chất đẩy năng lượng cao sẽ cho hiệu suất lực đẩy tốt hơn, nhưng có thể trong một vài trường hợp hiệu suất năng lượng mà nó mang lại là thấp hơn.
Lấy ví dụ, động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt dưới âm General Electric's CF6 sử dụng ít nhiên liệu để tạo lực đẩy mỗi giây hơn là động cơ tuốc bin phản lực luồng Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 trang bị trên chiếc Concorde. Tuy nhiên, do tốc độ của Concorde là lớn hơn, nên thực tế năng lượng được tạo ra bởi động cơ với cùng một lượng nhiên liệu của máy bay Concorde bay ở tốc độ Mach 2 là lớn hơn động cơ CF6. Do đó, động cơ của máy bay Concorde có hiệu suất lớn hơn xét theo năng lượng/dặm. (Xem ví dụ)
Tỉ lệ lực đẩy/trọng lượng của các loại động cơ phản lực không khí là tương tự như nhau. Với một động cơ cho trước, động cơ càng nhẹ, lực đẩy/trọng lượng động cơ càng cao, thì càng tiêu tốn ít nhiên liệu để bù cho trọng lượng của động cơ và gia tốc khối lượng động cơ.
Động cơ tên lửa thường có tỉ lệ lực đẩy/trọng lượng cao hơn động cơ tuốc bin phản lực không khí như động cơ tuốc bin phản lực luồng và động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt. Nguyên nhân là do tên lửa sử dụng động cơ phản lực nhiên liệu lỏng hoặc rắn có mật độ cao, tức sẽ chiếm ít thể tích hơn và do đó hệ thống nén sẽ nhỏ hơn rất nhiều và nhẹ hơn ở cùng một hiệu suất. Động cơ tuốc bin phản lực luồng và động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt sử dụng không khí hút trực tiếp từ khí quyển, loãng hơn nhiều và do đó cần máy nén khí lớn hơn nhiều, và bộ nén khí do đó nặng hơn nhiều, xét cùng một hiệu suất.
Động cơ cánh quạt có khả năng gia tốc dòng khí đi qua động cơ kém hơn động cơ phản lực. Do đó lực đẩy tạo ra bởi động cơ cánh quạt là nhỏ. Tuy nhiên, do bay ở vận tốc thấp, các động cơ cánh quạt có hiệu suất tạo lực đẩy (hiệu suất chuyển hóa năng lượng riêng của nhiên liệu thành động năng của máy bay/tên lửa) cao.
Ngoài ra, động cơ tuốc bin phản lực chỉ gia tốc một lượng khí nhỏ hơn nhiều, và đốt cháy hỗn hợp khí+nhiên liệu trong buồng đốt, nhưng sau đó chúng thải ra tất cả khí cháy ở vận tốc rất cao. Cộng với việc thiết kế miệng xả Laval, dùng để gia tốc khí cháy nóng, vận tốc xả khí có thể đạt tới tốc độ siêu âm. Động cơ tuốc bin phản lực thông thường được sử dụng trên các máy bay có vận tốc bay lớn.
Ở động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt, hỗn hợp khí phụt bao gồm không khí đi chung quanh (bypass-đi vòng qua) lõi động cơ và hỗn hợp khí cháy ở nhiệt độ cao sau khi đi qua buồng đốt. Lượng không khí mà đi vòng qua lõi động cơ và lượng không khí đi vào trong lõi động cơ được gọi là tỉ lệ đường vòng của động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt (bypass ratio (BPR)).
Trong khi động cơ tuốc bin phản lực luồng sử dụng toàn bộ động cơ để tạo ra lực đẩy, dưới dạng luồng khí phụt ở vận tốc cao, động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt làm mát bằng không khí đi đường vòng vận tốc thấp chỉ sản sinh 30% đến 70% tổng lực đẩy là từ hệ thống tuốc bin.[36]
Lực đẩy ròng (FN) của động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt có thể được tính bởi công thức:[37]
F N = m ˙ e v h e − m ˙ o v o + B P R ( m ˙ c v f ) {\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{he}-{\dot {m}}_{o}v_{o}+BPR\,({\dot {m}}_{c}v_{f})}trong đó:
| ṁ e | = lưu khối của dòng khí cháy qua lõi động cơ. |
| ṁo | = lưu khối của toàn bộ dòng khí đi vào động cơ tuốc bin = ṁc + ṁf |
| ṁc | = lưu khối của dòng khí mà đi vào trong lõi động cơ. |
| ṁf | = lưu khối của dòng khí chảy vòng qua lõi động cơ. |
| vf | = vận tốc của dòng khí chảy vòng qua lõi động cơ. |
| vhe | = vận tốc của dòng khí thải được thải ra ngoài từ lõi động cơ |
| vo | = vận tốc của toàn bộ dòng khí đi vào cửa hút khí của động cơ = vận tốc thực của máy bay |
| BPR | = tỉ lệ đường vòng |
Động cơ tên lửa sản sinh ra dòng phí phụt ở vận tốc lớn, và do đó động cơ tên lửa phù hợp cho các phương tiện bay ở độ cao lớn, bay ở tốc độ siêu vượt âm. Ở bất kỳ mức lực đẩy nào, lực đẩy và hiệu suất của động cơ tên lửa sẽ tăng nhẹ theo độ cao mà tên lửa lên được (do áp suất ở phía đuôi tên lửa giảm xuống nên lực đẩy sẽ tăng lên tại miệng phụt của động cơ), trái lại, đối với động cơ tuốc bin phản lực luồng (hay động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt), khi máy bay tăng dần độ cao, sự giảm mật độ của không khí hút vào sẽ làm cho lực đẩy của động cơ bị giảm xuống theo độ cao. Động cơ tên lửa thậm chí còn có hiệu suất lớn hơn cả động cơ tĩnh phản lực siêu âm (scramjet) bay ở tốc độ Mach 15.[38]
Động cơ phản lực tuốc bin không thể hoạt động bình thường nếu không khí đi vào động cơ ở tốc độ siêu âm. Nguyên nhân là do khi vận tốc khí đi vào động cơ ở tốc độ siêu âm, thì kết hợp cùng với sóng xung kích tạo ra khi bay siêu âm sẽ hư hại hoặc gây rung động nguy hiểm cho các cánh quạt của động cơ, làm động cơ bị mất lực đẩy hoặc bị hỏng. Do đó, với máy bay bay ở tốc độ siêu âm, không khí trước khi đi vào động cơ phải được làm chậm xuống vận tốc dưới tốc độ âm thanh trước khi dòng khi đi tới cánh quạt nén và cánh quạt tuốc bin.
Trừ động cơ tĩnh phản lực siêu âm, động cơ phản lực, thiếu đi hệ thống hút khí sao cho chỉ cho phép không khí ở vận tốc khoảng 0,5 lần tốc độ âm thanh lọt được vào động cơ. Ở các máy bay bay ở tốc độ M từ 0,8 đến 1,2 (transsonic) hay máy bay bay siêu âm, động cơ của chúng có khả năng làm chậm luồng không khí đi vào cửa hút khí và có thể nén không khí một cách sơ bộ.
Giới hạn độ cao tối đa của động cơ được xác định bằng "khả năng cháy" - tại độ cao rất lớn, không khí trở nên quá loãng để có thể bốc cháy, hoặc là sau khi nén, không khí trở nên quá nóng. Đối với động cơ tuốc bin phản lực, độ cao giới hạn để động cơ hoạt động là khoảng 40 km, trong khi đối với động cơ phản lực dòng thẳng là 55 km. Động cơ tĩnh phản lực siêu âm về lý thuyết có thể hoạt động ở độ cao tối đa 75 km.[39] Còn động cơ tên lửa, thì tất nhiên nó không có giới hạn.
Về mặt tốc độ, máy bay bay nhanh sẽ nén không khí ở phía trước động cơ, và do đó làm tăng nhiệt độ của không khí đi vào động cơ. Giới hạn tốc độ tối đa của động cơ máy bay là khoảng từ Mach 5 đến Mach 8, nitơ trong khí quyển có xu hướng phản ứng do nhiệt độ cao tại cửa hút khí và làm tiêu hao một lượng năng lượng đáng kể. Hiệu ứng này không xảy ra ở động cơ tĩnh phản lực siêu âm, do nó hoạt động ở tốc độ khoảng Mach 15 hay lớn hơn. Động cơ tên lửa không có giới hạn về tốc độ.
Tiếng ồn từ động cơ phản lực từ nhiều bộ phận động cơ khác nhau, trong trường hợp động cơ khí, tiếng ồn gây ra bởi cánh quạt, máy nén khí, buồng đốt, tuốc bin và luồng phụt từ động cơ.[40]
Luồng phụt phản lực tạo ra tiếng ồn do tương tác của dòng khí phụt tốc độ cao với không khí xung quanh miệng xả. Khi bay ở vận tốc nhỏ hơn tốc độ âm thanh, tiếng ồn gây ra bởi xoáy, khi bay ở tốc độ vượt âm, tiếng ồn là do sóng Mach gây ra.[41] Năng lượng sóng âm từ luồng phụt phản lực thay đổi theo tốc độ của luồng phụt phản lực.[42] Vì vậy, luồng phụt phản lực có vận tốc thấp hơn như ở động cơ có tỉ lệ đường vòng cao (high bypass) sẽ có độ ồn thấp hơn, trong khi đó, những luồng phụt từ động cơ như tên lửa, động cơ tuốc bin phản lực luồng, động cơ phản lực dòng thẳng, sẽ gây ra tiếng ồn lớn nhất. Đối với các máy bay chở khách, tiếng ồn phản lực được giảm dần do máy bay chuyển từ sử dụng động cơ tuốc bin phản lực luồng, sang động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt đường vòng, nhờ giảm tốc độ dòng khí phụt phản lực.[43]
Tiếng ồn từ động cơ phản lực cánh quạt (còn gọi là "buzz saw" chủ yếu gây ra bởi sự hình thành của sóng xung kích trên các lá cánh quạt quay ở vận tốc siêu âm khi máy bay cất cánh.[44]
Thực đơn
Động cơ phản lực không khíLiên quan
Tài liệu tham khảo
WikiPedia: Động cơ phản lực không khí