نسبة الضغط الكلي: الفرق بين النسختين

أُضيف 169 بايت ، ‏ قبل 6 سنوات
لا يوجد ملخص تحرير
(أنشأ الصفحة ب'File:British Airways Concorde G-BOAC 03.jpg|thumb|طائرة كونكورد_خطوط الطيران البريطانية 1983_أنتجت عام 1965 و استمر إن...')
وسم: تكرار محارف
 
لا ملخص تعديل
[[Fileملف:British Airways Concorde G-BOAC 03.jpg|thumb400px|تصغير|يسار|طائرة كونكورد_خطوط الطيران البريطانية 1983_أنتجت عام 1965 و استمر إنتاجها حتي عام 1979_أجرت أول رحلة لها عام 1976 و توقف إستخدامها عام 2003]]
 
في [[هندسة الطيران]], تعرف نسبة الضغط الكلي {{إنج|Overall pressure ratio}} أنها نسبة [[ضغط الركود]]{{إنج|Stagnation pressure}} عند مقدمة و مؤخرة [[ضاغط]] [[المحرك النفاث]].<br />
و تزداد الكفاءة بشكل عام كلما زادت نسبة الضغط الكلي لكن أيضا يزداد [[وزن]] المحرك<br />
{{إنج|Stagnation pressure}} عند مقدمة و مؤخرة [[ضاغط]] [[المحرك النفاث]].<br />
و تزداد الكفاءة بشكل عام كلما زادت نسبة الضغط الكلي لكن أيضا يزداد [[وزن]] المحرك مما يؤدي لإختيار نسب متوسطة لنسبة الضغط الكليةالكلي.
 
==تاريخ نسب الضغط الكلي==
[[ملف:Junkers Jumo 004.jpg|400px|تصغير|يسار|قطاع في محرك نفاث توربيني_ جانكرز جومو 004 بالمتحف القومي للقوات الجوية الأمريكية, إستخدم عام 1940]]
[[ملف:SNECMA-Atar-101G3.JPG|400px|تصغير|يسار|محرك نفاث توربيني_ سنيكما أتار 101, فرنسي الصنع إستخدم أول مرة عام 1948]]
[[ملف:Airbus Lagardère - Trent 900 engine MSN100 (6).JPG|400px|تصغير|يسار|محرك نفاث توربيني_رولز رويس ترينت900, في خط التجميع]]
في المحركات النفاثة الأولية كانت نسبة الضغط منخفضة و محدودة بسبب عدم دقة تصميم الضاغط فضلا عن حدود [[الإجهادات]] التي تستطيع مواد التصنيع أنذاك تحملها.<br />
علي سبيل المثال كانت نسبة الضغط في محرك "جانكرز جومو 004"_أول محرك نفاث توربيني و إستخدم في [[الحرب العالمية الثانية]]_ 3.14:1 , ثم إرتفعت بعد الحرب العالمية الثانية إلي 5.2:1 في محرك إسنيكما أتار_محرك نفاث توربيني محوري السريان [[فرنسي]] الصنع_ و بمرور الزمن تحسنت عمليات التصميم و إستخدمت مواد ذات خواص أفضل في صنع ريش الضاغط كما ظهرت المراحل المتعددة في الضاغط و [[تربينة غازية|التربينة]] للمحرك النفاث مما أدي إلى إرتفاع قيمة نسبة الضغط الكلي بشكل كبير.<br />
==مميزات نسب الضغط الكلي المرتفعة==
تؤدي نسب الضغط الكلي المرتفعة إلى السماح بإستخدام فوهة {{إنج|Nozzle}} _في مؤخرة المحرك_ النسبة بين مساحتي دخول و خروج الغازات منها كبيرة مما يؤدي إلى تحويل كمية أكبر من المحتوي الحراري_[[الإنثالبي]]_ للغازات الخارجة من التربينة إلي [[طاقة حركة]] فتزيد [[سرعة]] خروج [[الغازات]] من المحرك فتزيد القوة الدافعة.<br />
_في مؤخرة المحرك_ النسبة بين مساحتي دخول و خروج الغازات منها كبيرة مما يؤدي إلى تحويل كمية أكبر من المحتوي الحراري_[[الإنثالبي]]_ للغازات الخارجة من التربينة إلي [[طاقة حركة]] فتزيد [[سرعة]] خروج [[الغازات]] من المحرك فتزيد القوة الدافعة.<br />
كما يؤدي أيضا إرتفاع نسب الضغط الكلي إلى تحسين المعدل النوعي لإستهلاك الوقود.
 
و تعتبر المرحلة الأخيرة من الضاغط أكثر المراحل عرضة لهذا الأمر لذلك فإن الحفاظ علي درجة حرارة خروج الهواء من الضاغط في مدي معين يعتبر دليل علي الكفاءة, و لإتمام ذلك يتم إستخدام بعض الهواء من المراحل الأولي للضاغط لتبريد الريش في المراحل الأخيرة منه.<br />
يتم ضبط نسبة الضغط الكلي في المحركات النفاثة المستخدمة في [[الطائرات]] ذات الأغراض المدنية بتحليق الطائرة لإرتفاعات عالية نظرا لإنخفاض الضغط و [[درجة الحرارة]] فيسهل التخلص من بعض [[الحمل الحراري]] في الضاغط, و بالتالي يسهل تعديل نسبة الضغط.<br />
[[ملف:F-111F dropping high-drag bombs.jpg|400px|تصغير|يسار|جنرال دايناميكس F111 خنزير الأرض]]
أما محركات [[الطائرات العسكرية]] فعادة ما تعمل تحت ظروف تزيد من الحمل الحراري المعرضة له. علي سبيل المثال فإن طائرة [[جنرال دايناميكس]] F111 خنزير الأرض {{إنج|General Dynamics F-111 Aardvark}} كانت تعمل عند سرعات تصل إلى 1.1 [[ماخ]] عند [[سطح البحر]], و نتيجة للحمل الحراري الكبير المعرضة له تلك الطائرات فإن نسبة الضغط الكلي لمحركات الطائرات العسكرية كانت منخفضة, فعلي سبيل المثال كانت نسبة الضغط الكلية 20:1 في محرك [[برات آند ويتني|برات آند و يتني]] TF30 _المستخدم في طائرة F-111 و مع تطور التكنولوجيا تحسنت نسبة الضغط الكلي, ففي محركات جنرال إليكتريك F110 و برات أند و يتني F135 بلغت 30:1.<br />
{{إنج|General Dynamics F-111 Aardvark}} كانت تعمل عند سرعات تصل إلى 1.1 [[ماخ]] عند [[سطح البحر]], و نتيجة للحمل الحراري الكبير المعرضة له تلك الطائرات فإن نسبة الضغط الكلي لمحركات الطائرات العسكرية كانت منخفضة, فعلي سبيل المثال كانت نسبة الضغط الكلية 20:1 في محرك [[برات آند ويتني|برات آند و يتني]] TF30 _المستخدم في طائرة F-111 و مع تطور التكنولوجيا تحسنت نسبة الضغط الكلي, ففي محركات جنرال إليكتريك F110 و برات أند و يتني F135 بلغت 30:1.<br />
[[Fileملف:Pratt & Whitney TF30.jpg|thumb400px|تصغير|يسار|برات آند و يتني TF30 بمتحف للطائرات العسكرية بفلوريدا]]
[[ملف:F110-GE Turbofan Engine.jpg|400px|تصغير|يسار|صيانة في محرك جنرال إليكتريك F110 المروحي ليستخدم في طائرةF-16, عام 1986 ]]
[[Fileملف:F-35A Lightning II Joint Strike Fighter Powerplant on display at Centenary of Military Aviation 2014.jpg|thumb400px|تصغير|يسار|محرك برات أند و يتني F-135 في عرض للذكري المئوية لسلاح الجو الملكي الأسترالي العسكري عام 2014 ]]
 
عامل أخر يؤثر في تحديد نسبة الضغط الكلي هو [[وزن]] المحرك, حيث يزداد وزن المحرك نتيجة زيادة مراحل الضاغط لزيادة نسبة الضغط مما يؤدي لزيادة كمية [[وقود الطائرات|الوقود]] المطلوب. و لذلك يتم تحديد نسبة ضغط مناسبة بناء على كل العوامل السابق ذكرها و بناء على الغرض المطلوب من محرك الطائرة.
 
==أمثلة==
[[Fileملف:Usaf.c5.galaxy.750pix.jpg|thumb400px|طائرةلوكهيدتصغير|يسار|طائرة لوكهيد C5 جلاكسي_خطوط الطيران الأمريكية_أول رحلة لها كانت عام 1968 ]]
[[Fileملف:F-15, 71st Fighter Squadron, in flight.JPG|thumb400px|تصغير|يسار|طائرة نسر F15_أول تحليق لها كان عام 1972 و مازالت تستخدم حتي الان]]
{| class="wikitable"
|-