jetmotor voortstuwing.

Flisk

Hallo.

Ik zit met een vraag over de werking van de jetmotor. Ik weet al dat een motor werkt als volgt: Intake-compressor-verbranding-turbine-uitlaat. Waarbij de turbine uiteraard de compressor aandrijft. Het is ook logisch dat d.m.v. actie/reactie en de wetten van impuls de jetmotor thrust genereert. Dus zulke antwoorden zijn niet nodig.

Mijn vraag is:

De hete uitlaatgassen verlaten de motor langs de achterzijde, maar hoe komt het dat deze tijdens de ontbranding niet in tegengestelde richting trachten te gaan? Deze uitlaatgassen "duwen" de motor vooruit (actie/reactie en impuls), tegen welk onderdeel van de motor "duwen" deze gassen zich af? Een jet motor is namelijk geen vat met één kant open, beide kanten zijn open.

Na heel wat opzoekingswerk heb ik dit heel elementair principe nog niet duidelijk uitgelegd gezien. Of ik zie iets over het hoofd.

Al vast bedankt voor reacties.

king nero

http://www.youtube.com/results?search_q ... 9j9-2.11.0.

indien de link niet zou werken: "how does a jet engine work" op youtube...

Flisk

In één van de videos met die titel werd gezegd dat het mengsel tijdens/na ontbranding de achterkant van de motor verlaat omdat de compressor een druk creeërt waardoor het ongunstig zou zijn om langs voor de motor te verlaten. Ik dacht dat de compressor hoofdzakelijk diende om een druk te creëren die zorgde voor optimale verbranding van het mengsel.

De compressor wordt aangedreven door het ontplofte mengsel (via de turbine). En de compressor houdt dus de ontploffing van het mengsel in de verkeerde richting tegen d.m.v. een tegendruk (volgens die video). Dit klinkt voor mij vrij onlogisch: de kracht opgewekt door het ontplofte mengsel wordt daarna gebruikt om zichzelf tegen te houden in tegengestelde richting?

Speelt de vorm van de verbrandingskamer hier geen grote rol? Ik kan me inbeelden dat de vorm van de verbrandingskamer de expansie/stroom van het ontploffende mengsel naar achteren kan kanaliseren (zoals een kanon, waarbij de ontploffing één kant uit blaast).

Mijn kennis over dit onderwerp is niet al te groot, maar mijn interesse wel. Alvast bedankt als iemand dit kan verduidelijken

Flisk

Net na het schrijven van laatste bericht heb ik via google "shape of combustion chamber jet engine" ingetypd. Op de engelse wikipedia (die blijkbaar veel gedetailleerder is dan de nederlandse) stond volgende zin:

"and because of the shape of the combustion chamber the flow is accelerated rearwards".

Wat mijn vorige post min of meer bevestigd. Een bevestiging van iemand met meer verstand over dit onderwerp zou gewenst zijn. Alvast bedankt.

citaat komt van http://en.wikipedia.org/wiki/Turbojet#Combustion_chamber

shimmy

Om te beginnen spreek je van de hele algemene term Jet motor, maar omschrijf je een specifieke soort, namelijk een tutrbojet. Als je bij het begin wilt beginnen zou je kunnen kijken naar bijvoorbeeld een ramjet. Deze bestaat uit niet veel meer dan een goed gevormde buis, injectors en ontstekers. Je ziet bij een ramjet duidelijk dat als de motor geen begin snelheid heeft, de gassen na ontbranding even graag naar voren als naar achteren willen versnellen waardoor de ontbranding als snel stopt bij gebrek aan zuurstof.

Flisk schreef: ↑di 10 apr 2012, 12:43
De hete uitlaatgassen verlaten de motor langs de achterzijde, maar hoe komt het dat deze tijdens de ontbranding niet in tegengestelde richting trachten te gaan?

Het simpele antwoord op die vraag is, omdat de motor zo is ontworpen dat de druk nergens zo hoog is als net achter de compressor en net voor de ontbrandingen kamer (de snelheid van de lucht is nergens zo laag als daar). Over de gehele motor gezien loopt de druk continu op tot aan de ontbranding, en alleen nog maar af zowel in de kamer, als in de turbine, als in de uitlaat. In die zin zet de ontbrande lucht zich dus wel af op oa, de voorgaande lucht en zo via via op de compressor bladen.

Flisk schreef: ↑di 10 apr 2012, 16:46
Speelt de vorm van de verbrandingskamer hier geen grote rol?

De vorm van de verbrandingskamer speelt dus een grote rol, maar dat geldt dus net zo goed voor de inlaat, compressor, diffusor, turbine en uitlaat.

Mocht het je overigens gaan om locatie van aangrijpende kracht, vergeet dan niet dat bij moderne motoren een groot deel van de lucht die de compressor heeft verlaten nooit door de verbrandingskamer gaat maar om de kamer heen naar achteren wordt geduwd. Bovendien geldt voor high bypass turbo fans dat vereweg het grootste gedeeld van de stuwkracht wordt geleverd door de fan. Het grootste gedeelte van de versnelde lucht gaat dan niet eens meer door de motor zelf.

Flisk

shimmy schreef: ↑wo 11 apr 2012, 12:34
Om te beginnen spreek je van de hele algemene term Jet motor, maar omschrijf je een specifieke soort, namelijk een tutrbojet.

Inderdaad, had ik erbij kunnen vermelden.

shimmy schreef: ↑wo 11 apr 2012, 12:34
In die zin zet de ontbrande lucht zich dus wel af op oa, de voorgaande lucht en zo via via op de compressor bladen.

Hetgeen ik mij hierbij zou voorstellen is dat de compressorbladen moeilijker gaan draaien wat slecht zou zijn voor de voortstuwing/accelleratie van de gassen. Momenteel stel ik me een jetmotor (turbojet) voor als een raketmotor die lucht "hapt" uit de atmosfeer i.p.v. zelf zuurstoftanks mee te nemen voor de verbranding. De ramjet en scramjet zijn inderdaad heel duidelijke voorbeelden, de afbeeldingen op het internet tonen dat de vorm van de verbrandingskamer een rol speelt.

De reden van mijn vraag was ook het feit dat meeste schema's/afbeeldingen/animaties van turbojets op het internet de verbrandingskamer min of meer symmetrisch voorstellen. Wat voor verwarring zorgde.

Bedankt voor de antwoorden, als ik ergens fout denk, verbeter gerust.

shimmy

Flisk schreef: ↑do 12 apr 2012, 14:55
Hetgeen ik mij hierbij zou voorstellen is dat de compressorbladen moeilijker gaan draaien wat slecht zou zijn voor de voortstuwing/accelleratie van de gassen.

Voor de duidelijkheid, er is geen acceleratie van gassen in het compressor gedeelte. De axiale snelheid neemt juist behoorlijk af in het hele inlaat, compressor, diffusor gedeelte. Wat de compressor inderdaad wel doet is de druk opbouwen zodat de hoogste druk binnen de motor wordt bereikt aan het begin van de verbrandingskamer.

Logischerwijs is de kritieke moeilijkheid van de compressor dat het lucht tegen de druk opstuwt en een niet al te grote onvolkomenheid kan dit dan ook al doen vast lopen. Je hebt dan bijvoorbeeld een stall, surge of bij de start dus een choke zoals ik al eerder beschreef.

de afbeeldingen op het internet tonen dat de vorm van de verbrandingskamer een rol speelt.

De reden van mijn vraag was ook het feit dat meeste schema's/afbeeldingen/animaties van turbojets op het internet de verbrandingskamer min of meer symmetrisch voorstellen. Wat voor verwarring zorgde.

Ik denk dat je een verkeerd beeld het bij de verbrandingskamer. Door de vorm en de werking van de verbrandingskamer is de axiale snelheid aan het eind van de kamer niet veel hoger dan net na het compressor gedeelte. De acceleratie vindt pas echt plaats in het turbine gedeelte en vooral in de uitlaat.

De vorm van de verbrandingskamer is grotendeels erg uit-elkaar-lopend zodat de gassen in het eerste gedeelte zelfs nog wat vertragen en na het vlamfront niet al te veel accelereren.

Het totaal van de verbrandingskamer kan er in het echt best redelijk symmetrisch uit zijn, maar dat komt omdat het inwendig uit een hete lucht en een secundair koude lucht gedeelte bestaat.

Flisk

shimmy schreef: ↑do 12 apr 2012, 15:38
Ik denk dat je een verkeerd beeld het bij de verbrandingskamer. Door de vorm en de werking van de verbrandingskamer is de axiale snelheid aan het eind van de kamer niet veel hoger dan net na het compressor gedeelte. De acceleratie vindt pas echt plaats in het turbine gedeelte en vooral in de uitlaat.

De vorm van de verbrandingskamer is grotendeels erg uit-elkaar-lopend zodat de gassen in het eerste gedeelte zelfs nog wat vertragen en na het vlamfront niet al te veel accelereren.

shimmy schreef: ↑do 12 apr 2012, 15:38
Het totaal van de verbrandingskamer kan er in het echt best redelijk symmetrisch uit zijn, maar dat komt omdat het inwendig uit een hete lucht en een secundair koude lucht gedeelte bestaat.

Als de snelheid nagenoeg hetzelfde blijft in de verbrandingskamer neem ik aan dat de statische druk enorm oploopt? Nog een laatste vraag: de vorm van het hete lucht gedeelte in de verbrandingskamer, is deze dan divergent (uiteenlopend in de richting van de verplaatsing van de gassen)? Dan zou alles duidelijk moeten zijn.

shimmy

Nee, zoals ik al zei is de druk nergens in de motor zo hoog als aan het eind van de diffusor voor de verbrandingskamer, de druk neemt dan dus (een klein beetje) af over de loop van de verbrandingskamer.

In het eerste gedeelte is de verbrandingskamer (dicht bij het vlamfront) loopt deze inderdaad zeer divergent, verderop wordt het de gassen toegestaan te versnellen en daar convergeert de kamer weer wat. Daar is overigens middels gaten in de want van het hete gedeelte al weer zoveel koel lucht toegevoegd uit het secondaire gedeelte dat de temperatuur al weer flink is gedaald.

Om wat van de verhoudingen in te zien heb ik wat axiale snelheden opgezocht van een willekeurige straightjet op vliegsnelheid van 250m/s. Einde inlaat 200 m/s, einde compressor 110 m/s, einde diffusor, 80 m/s, einde verbrandingskamer 100 m/s, einde van de turbine 250 m/s, einde van de uitlaat 550 m/s.

De netto snelheid in de totale kamer is dus niet ernstig opgelopen. Het snelheidsverloop van het secondaire gedeelte (80%) is ook heel constant. In de snelheid van het primaire (hete) gedeelte (20%) zit echter een sterke afremming verwerkt tot aan het vlamfront (richting de snelheid van dat front) gevolgd door weer een acceleratie na dat front.

Wetenschapsforum

Laatste berichten

Nieuwsberichten

jetmotor voortstuwing.

jetmotor voortstuwing.

Re: jetmotor voortstuwing.

Re: jetmotor voortstuwing.

Re: jetmotor voortstuwing.

Re: jetmotor voortstuwing.

Re: jetmotor voortstuwing.

Re: jetmotor voortstuwing.

Re: jetmotor voortstuwing.

Re: jetmotor voortstuwing.