نفاث عنفي

محركات عمود دوران:
propellers الدافعة، الدوارات، ducted fans، أو propfans

نفاث توربيني Turbojet
مخطط لمحرك نفاث توربيني غازي نمطي
محركات الاحتراق الداخلي محرك مكبس محرك ڤانكل توربينات: محرك مروحة عنفية Turboprop محرك عمود دوران توربيني Turboshaft محركات الاحتراق الخارجي: طائرة مدارة بالبخار
محركات رد الفعل
توربينات: نفاث توربيني Turbojet محرك عنفي مروحي Turbofan Propfan طائرة مدفوعة صاروخياً Motorjet نفاث نبضي Pulsejet Ramjet Scramjet
غيرهم
مدارة بشرياً طائرة كهربائية نووية هيدروجين

محرك نفاث توربيني أو تربوجت (بالإنجليزية: turbojet) هي أقدم نوع من أنواع محرك نفاث ساحب الهواء تستخدم في استعمالات الطيران المدني والحربي. ويرجع ابتكاره إلى المهندس البريطاني فرانك ويتل والمهندس الألماني هانز فون أوهاين اللذين ابتكرا تصميمه بدون العلم بعمل بعضهما البعض خلال الثلاثينيات من القرن الماضي.

يتكون المحرك النفاث التربو من مدخل للهواء ، وضاغط للهواء ، وحجرة احتراق ، وتوربين غازي (عنفة) يقوم بتدوير ضاغط الهواء ، ونفاثة في مؤخرتة. يُضغط الهواء في غرفة الاحتراق ويسخن عن طريق الاشتعال فيتمدد ويُدير محور التوربين ، وتندفع الغازات الساخنة عالية الضغط خارجة من النفاثة وتقوم بتسريع الطائرة.

وتعد المحركات النفاثة التربو كفء عند الطيران بسرعات أقل من 2 ماخ (ضعف سرعة الصوت في الهواء). وتستخدم في الطائرات وفي صواريخ كروز متوسطة المدى لسرعاتها العالية وصغر مدخل الهواء وبساطتها.

. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

 تاريخ

براءة الاختراع الألمانية لألبير فونو للمحركات النفاثة (يناير 1928). ثالث رسم هو تربوجت

هاينكل He 178 كانت أول طائرة في العالم تطير معتمدة فقط على تربوجت ، مستخدمة المحرك Heinkel HeS 3.

أول براءة اختراع لاستخدام توربين غازي لتحريك طائرة قدمها في 1921 الفرنسي مكسيم گي‌يوم. وكان محركه تربوجت ذو سريان محوري، إلا أنه لم يُبن قط، فقد كان يتطلب احراز تقدم معتبر أكثر مما كان يسمح به وضع تكنولوجيا الضواغط آنئذ.

الضواغط المحورية العملية أصبحت ممكنة بفضل أفكار أ.أ. گرفث في الورقة البحثية الفارقة في 1926 ("An Aerodynamic Theory of Turbine Design").

طارت أول طائرة نفاثة وهي هاينكل إتش إي 178 في 27 أغسطس 1939. وكانت أول طائرتان من نوع النفاثة التوربينية مسرشميت إم إي 262 والطائرة گلوستر متيور التي بدأتا العمل قبل نهاية الحرب العالمية الثانية عام 1944.

وقد استخدم المحرك النفاث الطوربو لدفع الطائرات ولكنه استخدم أيضا في دفع عربات مثل السيارات . يمتص الهواء بواسطة توربين ضاغط يضغطه إلى حجرة الاحتراق. ويخلط الوقود مع الهواء المضغوط ويُشعل. يعمل الاشتعال على رفع درجة حرارة الغاز ارتفاعا كبيرا. عندئذ تترك غازات الاحتراق حجرة الاشتعال وتتمدد خلال عنفة غازية فتدور وتقوم بدورها بتدوير التوربين الضاغط الموجود في المقدمة.

ومع أن تمدد الغاز تخفض من الضغط ودرجة الحرارة الخارجة من العنفة إلا أنهما لا تزال مرتفعتانلنق بالقدر الكافي. ويخرج الغاز الساخن بضغط عال مندفعا خارج النفاث. فإذا كان زخم حركة الغازات الخارجة أكبر من زخم حركة الهواء الممتص في المقدمة، تكون محصلة الزخم موجبة ، ويتحرك المحرك إلى الأمام بالدفع.

كان الجيل الأول من الطائرات النفاثة من نوع تربوجت وكانت تستخدم ضاغط يعمل بمبدأ المركزية الطاردة مثلما في الطائرة هاينكل إتش إي إس 3 ، ثم طور الضاغط ليكون متصلا بمحور مع العنفة الخلفية (كما في يونكرز جمبو 004) بغرض تصغير قطر المحرك والباسنة.

وقد استخدمت لميزة استطاعتها العمل في الارتفاعات الكبيرة وفي السرعات العالية ، فهى تطير أعلى بكثير عن الطائرات المروحية التقليدية ، بسبب قدرتها على إنتاج نسبة أعلى للضغط وسرعة دفع العادم. ولكنها كانت تستهلك وقودا كثيرا. لذلك فقد تطورت صناعة المحركات النفاثة وتتصدرها في وقتنا الحاضر المحركات العنفية المروحية حيث يجري جزء من الهواء الممتص حول المحرك وحجر احتراقه. هذا يجعل محركات العنفية المروحية أكثر كفاءة من المحركات النفاثة الطوربو وخصوصا في السرعات فوق الصوتية.

وقد استخدم محرك التربوجت في محرك أوليمبوس 593 لتشغيل كونكورد. واستخدمت الكونكورد المحرك النفاث التربو لميزة صغر قطر الباسنة مما يساعد على الوصول إلى سرعات تصل إلى 2 ماخ. وكانت الكونكورد تستهلك وقودا أقل للطيران بسرعة 2 ماخ من طائرات حديثة من نوع العنفية المروحية مثل جنرال إلكتريك سي إف 6 ، التي تطير بسرعة 86و0 ماخ. إلا أن الدينامية الهوائية لتصميم الكونكورد كانت أقل كفاءة عن أي طائرة ركاب تطير بسرعات أقل من سرعة الصوت.

 طريقة العمل

أجزاء السحب والدفع في محرك الطوربوجيت ، ويبين الرسم البياني تغير السرعة (أخضر) ودرجة الحرارة (أحمر) والضغط (أزرق) للمحرك.

توربين ذو 3 مراحل Verdichter في محرك GE J79

يمتص المحرك الهواء ويضغط بواسطة ضاغط عنفي لتعلية ضغطه في غرفة الاحتراق حيث يحقن الكيروسين ويخطلت بالهواء المضغوط ويشتعل. يرفع الاشتعال درجة الحرارة ويرتفع ضغط غازات الاشتعال فتزداد سرعة خروجها من النفاثة ، مما يدع الطائرة إلى الأمام . يستهلك جزء من الغاز عالي الضغط قبل خروجه في إدارة عنفة خلفية تعمل على تدوير محور متصل بضاغط الهواء(توربين) الموجود في مقدمة المحرك ويقوم بمص الهواء. يخرج الغاز المشتعل ذو ضغط ودرجة الحرارة عاليتان من النفاثة ويدفع الطائرة إلى الأمام طبقا لمبدأ رد الفعل. تزود كثير من الطائرات النفاثة الحربية التي تطير بسرعات تفوق سرعة الصوت ب حراق لاحق خلف النة الخلفية فتزيد من سرعة الطائرة.

وفي بعض أنظمة المحركات النفاثة توجد بالإضافة إلى ذلك مروحة أنبوبية أمامية تقوم بزيادة امتصاص الهواء ودفعه إلى المحرك وكذلك حول المحرك الطوربو داخل الباسنة، ويسمى هذا النوع من المحركات محرك عنفي مروحي.

يفوق المحرك النفاث الطوربو المحركات التي تعمل بمكابس من جهة الكفاءة العالية وعلى الأخص في الارتفاعات الكبيرة والسرعات العالية وخصوصا بالنسبة إلى الطيران بسرعات فوق سرعة الصوت. ولا يشكل له امتصاص قطرات ماء مع الهواء أي مشكلة.

لا بد وأن يبدأ المحرك النفاث التوربيني ويدور بمعدل أدنى من الدوران لكي يستطيع امتصاص الهواء والعمل ، ويتم هذا كهربائيا بواسطة بادئ تشغيل في البداية. وتحتوي معظم الطائرات الحالية على باديئ تشغيل كهربائي مثلما في طائرات بوينغ والإيرباص.

وبعد دوران التوربين الأمامي بالعدد الأدنى لمعدل الدوران يحقن الكيروسين في غرفة الاشتعال ويشتعل بواسطة عدد من شمعات الاشتعال. وبعد اشتعال مخلوط الوقود والهواء المضغوط يرتفع معدل دوران التوربين. عندئذ يمكن إغلاق عمل شمعات الاشتعال ويظل الاشتعال في العمل مستمرا من ذاته . وتبلغ نسبة التحكم في معدل الدوران بين 40 % إلى 95% بحسب ما يكون التشغيل بقدرة منخفضة أو بأقصي قدرة. ويبين منحنى القدرة لمعظم الطائرات الطوربو تزايدا لوغاريتميا مع تغير معدل دوران التوربين ، فإذا كان معدل الدوران 90% كانت القدرة الناتجة 50% ، وعندما يرتفع معدل الدوران إلى 100% تصل قدرة المحرك إلى 100%.

 الخواص الفيزيائية

لحساب كفاءة المحرك النفاث الطوربو نعتمد على دورة برايتون ، وفيها يشكل تغير درجة الحرارة والضغط أهم خواص العملية. وتتميز العملية باختيار ضغط عال للهواء، ودرجة حرارة عالية T₃ للهواء عند مدخل التوربين. ثم يسمح لغاز الاحتراق ليتمدد في نفاثة كبيرة تنخفض درجة حرارته بعد الخروج.

معادلة الدفع والكفاء :

نعتبر أن دفع المحرك يجعل الطائرة تطير بسرعة متساوية وأنها تطير على ارتفاع واحد. كما نفترض أن مقاومة الطائرة للهواء أقل من الدفع في حالة زيادة السرعة أو في حالة تزايد ارتفاع الطيران.

تنطبق معادلة الدفع الآتية عندما يكون ضغط الغاز الخارج مساويا للضغط الجوي الخارجي.

$S={\dot {m}}_{l}(c_{5}-c_{0})$

حيث :

S الدفع بوحدة نيوتن

${\dot {m}}_{l}$ كتلة الهواء الجاري كيلوجرام/ثانية

$c_{5}$ سرعة خروج الغاز متر/ثانية

$c_{0}$ سرعة الطائرة متر/ثانية

ولكفاءة المحرك $\eta _{v}$ تنطبق المعادلة:

$\eta _{v}={\frac {2c_{0}}{c_{0}+c_{5}}}$

نستنتج من هذه المعادلة أنه بالنسبة إلى الطيران المدني يستخدم المحرك نسبة عالية بين المجرى الهوائي خارج المحرك إلى المجرى داخله (انظر نسبة تحويد الهواء) ، بحيث يخرج من المحرك كتلة غازية كبيرة بسرعة منخفضة ، مما يؤدي إلى تحسين الكفاءة بالإضافة إلى خفض الضوضاء الناتجة من المحرك .

 Net thrust

The net thrust $F_{N}\;$ of a turbojet is given by:

$F_{N}=({\dot {m}}_{air}+{\dot {m}}_{f})V_{j}-{\dot {m}}_{air}V$

حيث:

${\dot {m}}_{air}$	is the rate of flow of air through the engine
${\dot {m}}_{f}$	is the rate of flow of fuel entering the engine
$V_{j}\;$	is the speed of the jet (the exhaust plume) and is assumed to be less than sonic velocity
$V\;$	is the true airspeed of the aircraft
$({\dot {m}}_{air}+{\dot {m}}_{f})V_{j}$	represents the nozzle gross thrust
${\dot {m}}_{air}V$	represents the ram drag of the intake

If the speed of the jet is equal to sonic velocity the nozzle is said to be choked. If the nozzle is choked the pressure at the nozzle exit plane is greater than atmospheric pressure, and extra terms must be added to the above equation to account for the pressure thrust.

The rate of flow of fuel entering the engine is very small compared with the rate of flow of air. If the contribution of fuel to the nozzle gross thrust is ignored, the net thrust is:

$F_{N}={\dot {m}}_{air}(V_{j}-V)$

The speed of the jet $V_{j}\;$ must exceed the true airspeed of the aircraft $V\;$if there is to be a net forward thrust on the airframe. The speed $V_{j}\;$ can be calculated thermodynamically based on adiabatic expansion.

A simple turbojet engine will produce thrust of approximately: 2.5 pounds force per horsepower (15 mN/W).

 طالع أيضاً

Air start system Brayton Cycle Exoskeletal engine Jet dragster Turbojet development at the RAE Variable Cycle Engine Turbine engine failure

محرك نفاث محرك عنفي مروحي محرك نفاث نبضي التوربين الغازي ماطور نفاث محرك عمود دوران توربيني محرك مروحة توربينية صاروخ نظام الوقود في الطائرة باسنة

 المصادر

• ويكيبيديا

 وصلات خارجية

• رسوم متحركة تشرح كيفية عمل المحرك النفاث
• Erich Warsitz, the world's first jet pilot: includes rare videos (Heinkel He 178) and audio commentaries]