प्रीकूल्ड जेट इंजन: Difference between revisions

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==== प्रीकूलर उष्मा एक्सचेंजर्स का उपयोग करने के लाभ और हानी ====
==== प्रीकूलर उष्मा एक्सचेंजर्स का उपयोग करने के लाभ और हानी ====
प्री-कूलिंग का मुख्य लाभ यह है (जैसा कि [[आदर्श गैस कानून|आदर्श गैस नियम]] द्वारा भविष्यवाणी की गई है) किसी दिए गए [[समग्र दबाव अनुपात]] के लिए, कंप्रेसर डिलीवरी तापमान (टी3) में महत्वपूर्ण कमी होती है, जो टी3 की सीमा को उच्च मच संख्या तक पहुंचने में देरी करता है। परिणाम स्वरुप , प्री-कूलर के बाद समुद्र-स्तर की स्थिति (संशोधित प्रवाह) को उड़ान गति की बहुत विस्तृत श्रृंखला पर बनाए रखा जा सकता है, इस प्रकार उच्च गति पर भी शुद्ध बल को अधिकतम किया जा सकता है। इनलेट के बाद कंप्रेसर और डक्टिंग बहुत कम और अधिक सुसंगत तापमान के अधीन है, और इसलिए यह हल्के मिश्र धातुओं से बना हो सकता है। यह इंजन के वजन को कम करता है, जिससे बल/वजन अनुपात में और सुधार होता है।
प्री-कूलिंग का मुख्य लाभ यह है (जैसा कि [[आदर्श गैस कानून|आदर्श गैस नियम]] द्वारा भविष्यवाणी की गई है) किसी दिए गए [[समग्र दबाव अनुपात]] के लिए, कंप्रेसर डिलीवरी तापमान (टी3) में महत्वपूर्ण कमी होती है, जो टी3 की सीमा को उच्च मच संख्या तक पहुंचने में देरी करता है। परिणाम स्वरुप , प्री-कूलर के बाद समुद्र-स्तर की स्थिति (संशोधित प्रवाह) को उड़ान गति की बहुत विस्तृत श्रृंखला पर बनाए रखा जा सकता है, इस प्रकार उच्च गति पर भी शुद्ध बल को अधिकतम किया जा सकता है। प्रवेश के बाद कंप्रेसर और डक्टिंग बहुत कम और अधिक सुसंगत तापमान के अधीन है, और इसलिए यह हल्के मिश्र धातुओं से बना हो सकता है। यह इंजन के वजन को कम करता है, जिससे बल/वजन अनुपात में और सुधार होता है।


हाइड्रोजन उपयुक्त ईंधन है क्योंकि यह गहरे क्रायोजेनिक तापमान पर तरल है, और इसकी उपयोगी सीमा के ऊपर कुल विशिष्ट ताप क्षमता बहुत अधिक है,<ref name="hydrogen history">{{cite book |title= Liquid hydrogen as a propulsion fuel, 1945–1959 (NASA SP-4404) |first= John |last= Sloop |publisher= NASA |year= 1978 |url= https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19790008823.pdf}}</ref>{{rp|108}} जिसमें पानी की तुलना में वाष्पीकरण की अव्यक्त गर्मी भी सम्मिलित है।
हाइड्रोजन उपयुक्त ईंधन है क्योंकि यह गहरे क्रायोजेनिक तापमान पर तरल है, और इसकी उपयोगी सीमा के ऊपर कुल विशिष्ट ताप क्षमता बहुत अधिक है,<ref name="hydrogen history">{{cite book |title= Liquid hydrogen as a propulsion fuel, 1945–1959 (NASA SP-4404) |first= John |last= Sloop |publisher= NASA |year= 1978 |url= https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19790008823.pdf}}</ref>{{rp|108}} जिसमें पानी की तुलना में वाष्पीकरण की अव्यक्त गर्मी भी सम्मिलित है।
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प्रीकूलर का वजन इंजन के वजन में जोड़ता है, जिससे वजन अनुपात में बल कम हो जाता है।                                                                         
प्रीकूलर का वजन इंजन के वजन में जोड़ता है, जिससे वजन अनुपात में बल कम हो जाता है।                                                                         


प्रीकूलर के माध्यम से इनटेक एयर पास करने से इनलेट ड्रैग में वृद्धि होती है, जिससे इंजन का नेट (बल)बल कम हो जाता है, और इस तरह बल टू वेट अनुपात कम हो जाता है।                                                                                                                                                                       
प्रीकूलर के माध्यम से इनटेक एयर पास करने से प्रवेश ड्रैग में वृद्धि होती है, जिससे इंजन का नेट (बल)बल कम हो जाता है, और इस तरह बल टू वेट अनुपात कम हो जाता है।                                                                                                                                                                       


आवश्यक शीतलन की मात्रा के आधार पर, इसकी उच्च तापीय क्षमता के अतिरिक्त, हवा को ठंडा करने के लिए अधिक हाइड्रोजन की आवश्यकता हो सकती है, जो ठंडी हवा के साथ जलाई जा सकती है।{{citation needed |reason= e.g. SABRE|date=October 2017}} कुछ स्थितियों में, इस अक्षमता को कम करने के लिए अतिरिक्त हाइड्रोजन के हिस्से को बिना ठंडी हवा वाले रैमजेट में जलाया जा सकता है।                                                                                                                   
आवश्यक शीतलन की मात्रा के आधार पर, इसकी उच्च तापीय क्षमता के अतिरिक्त, हवा को ठंडा करने के लिए अधिक हाइड्रोजन की आवश्यकता हो सकती है, जो ठंडी हवा के साथ जलाई जा सकती है।{{citation needed |reason= e.g. SABRE|date=October 2017}} कुछ स्थितियों में, इस अक्षमता को कम करने के लिए अतिरिक्त हाइड्रोजन के हिस्से को बिना ठंडी हवा वाले रैमजेट में जलाया जा सकता है।                                                                                                                   
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== उष्मा एक्सचेंजर्स का उपयोग करके प्रीकूलिंग का इतिहास ==
== उष्मा एक्सचेंजर्स का उपयोग करके प्रीकूलिंग का इतिहास ==


1955 में रॉबर्ट पी. कारमाइकल ने कई इंजन चक्र तैयार किए जो ईंधन के रूप में उपयोग करने से पहले इंजन में इनलेट हवा को प्रीकूल करने के लिए तरल हाइड्रोजन का उपयोग करते थे।<ref name="hydrogen history" />{{rp|138}}                                                                                                                                         
1955 में रॉबर्ट पी. कारमाइकल ने कई इंजन चक्र तैयार किए जो ईंधन के रूप में उपयोग करने से पहले इंजन में प्रवेश हवा को प्रीकूल करने के लिए तरल हाइड्रोजन का उपयोग करते थे।<ref name="hydrogen history" />{{rp|138}}                                                                                                                                         


1982 में यूके में प्रीकूल्ड इंजनों में रुचि देखी गई, जब एलन बॉन्ड (इंजीनियर) ने प्रीकूल्ड एयर ब्रीथिंग रॉकेट इंजन डिज़ाइन बनाया जिसे उन्होंने साटन कहा।{{citation needed |reason= I've seen sources that claim SATAN was the engine Bond devised _after_ HOTOL|date=October 2017}} इस विचार को होटल एसएसटीओ [[अंतरिक्षयान]] परियोजना के हिस्से के रूप में विकसित किया गया था, और यह रोल्स-रॉयस आरबी5[[45]] बन गया। 1989 में, होटल परियोजना के बंद होने के बाद, आरबी545 इंजीनियरों में से कुछ ने साबेर (रॉकेट इंजन) और संबद्ध स्काईलॉन (अंतरिक्ष यान) अंतरिक्षयान में विचार विकसित करने के लिए एक कंपनी, रिएक्शन इंजन लिमिटेड बनाई।                                                           
1982 में यूके में प्रीकूल्ड इंजनों में रुचि देखी गई, जब एलन बॉन्ड (इंजीनियर) ने प्रीकूल्ड एयर ब्रीथिंग रॉकेट इंजन रचना बनाया जिसे उन्होंने साटन कहा। इस विचार को होटल एसएसटीओ [[अंतरिक्षयान]] परियोजना के हिस्से के रूप में विकसित किया गया था, और यह रोल्स-रॉयस आरबी5[[45]] बन गया। 1989 में, होटल परियोजना के बंद होने के बाद, आरबी545 इंजीनियरों में से कुछ ने साबेर (रॉकेट इंजन) और संबद्ध स्काईलॉन (अंतरिक्ष यान) अंतरिक्षयान में विचार विकसित करने के लिए एक कंपनी, रिएक्शन इंजन लिमिटेड बनाई।                                                           


1987 में, एन तनात्सुगु ने इंटेक एयर कूलर के साथ एयर-टर्बो रैमजेट द्वारा संचालित स्पेस प्लेन का विश्लेषणात्मक अध्ययन प्रकाशित किया। जापान के [[अंतरिक्ष और अंतरिक्ष विज्ञान संस्थान]] (अब [[JAXA|जेएएक्सए]]) का हिस्सा एयर-टर्बो रैमजेट (एटीआर , बाद में विस्तारक चक्र के अतिरिक्त एट्रेक्स) में अध्ययन करता है, जिसका उद्देश्य [[TSTO|टीएसटीओ]] स्पेसप्लेन के पहले चरण को शक्ति प्रदान करना है। एटीआरईएक्स को प्रीकूल्ड टर्बोजेट (पीसीटीजे) और हाइपरसोनिक टर्बोजेट अध्ययन द्वारा अधिक्रमित किया गया था। सितंबर 2010 में [[टाकी एयरोस्पेस रिसर्च फील्ड]] में [[मच संख्या]] 2 पर तरल नाइट्रोजन प्रीकूल्ड हाइड्रोजन बर्निंग टेस्ट इंजन उड़ाया गया था।<ref name="HSTJ status 2011">{{cite conference |title= Development status of the hypersonic turbojet engine for Mach 5 flight in JAXA (IAC-11.C4.5.1) |authors= Kobayashi, H and Taguchi, H and Kojima, Takayuki and Harada, K and Okai, K and Hongoh, M and Arai, T and Sato, T |date= 6 October 2011 |conference= 62nd International Astronautical Congress 2011, IAC 2011 |location= Cape Town, South Africa |volume= 8 |pages= 6655–6659}}</ref>
1987 में, एन तनात्सुगु ने इंटेक एयर कूलर के साथ एयर-टर्बो रैमजेट द्वारा संचालित स्पेस प्लेन का विश्लेषणात्मक अध्ययन प्रकाशित किया। जापान के [[अंतरिक्ष और अंतरिक्ष विज्ञान संस्थान]] (अब [[JAXA|जेएएक्सए]]) का हिस्सा एयर-टर्बो रैमजेट (एटीआर , बाद में विस्तारक चक्र के अतिरिक्त एट्रेक्स) में अध्ययन करता है, जिसका उद्देश्य [[TSTO|टीएसटीओ]] स्पेसप्लेन के पहले चरण को शक्ति प्रदान करना है। एटीआरईएक्स को प्रीकूल्ड टर्बोजेट (पीसीटीजे) और हाइपरसोनिक टर्बोजेट अध्ययन द्वारा अधिक्रमित किया गया था। सितंबर 2010 में [[टाकी एयरोस्पेस रिसर्च फील्ड]] में [[मच संख्या]] 2 पर तरल नाइट्रोजन प्रीकूल्ड हाइड्रोजन बर्निंग टेस्ट इंजन उड़ाया गया था।<ref name="HSTJ status 2011">{{cite conference |title= Development status of the hypersonic turbojet engine for Mach 5 flight in JAXA (IAC-11.C4.5.1) |authors= Kobayashi, H and Taguchi, H and Kojima, Takayuki and Harada, K and Okai, K and Hongoh, M and Arai, T and Sato, T |date= 6 October 2011 |conference= 62nd International Astronautical Congress 2011, IAC 2011 |location= Cape Town, South Africa |volume= 8 |pages= 6655–6659}}</ref>

Revision as of 16:40, 11 February 2023

प्रीकूल्ड जेट इंजन ऐसी अवधारणा है जो उच्च गति पर उपयोग किए जाने वाले रैमजेट के विपरीत टर्बोमशीनरी के साथ जेट इंजन को सक्षम बनाती है। प्रीकूलिंग इंजन कंप्रेसर (रोटेटिंग स्टॉल/चोकिंग/कम प्रवाह को रोककर) के कुछ या सभी प्रदर्शन गिरावट को पुनर्स्थापित करता है, साथ ही साथ पूर्ण गैस जनरेटर ( निश्चित टर्बाइन तापमान सीमा के अंदर महत्वपूर्ण दहन तापमान वृद्धि को बनाए रखकर) को पुनर्स्थापित करता है। जो अन्यथा उच्च रेम तापमान के साथ उड़ान को रोकेगा।

हवा के कंप्रेसर में प्रवेश करने से पहले उच्च उड़ान गति के लिए प्रीकूलिंग में क्रायोजेनिक ईंधन उष्मा का आदान प्रदान करने वाला की सुविधा हो सकती है। उष्मा एक्सचेंजर में गर्मी और वाष्पीकरण के बाद, ईंधन (जैसे H2) दहन में जलता है। उष्मा एक्सचेंजर का उपयोग करके प्रीकूलिंग का उपयोग उड़ान में नहीं किया गया है, लेकिन मैक 5.5 तक की गति पर काफी उच्च बल और दक्षता होने की भविष्यवाणी की गई है। 1955 में रॉबर्ट पी. कारमाइकल द्वारा प्रीकूल्ड जेट इंजन साइकिल का विश्लेषण किया गया था।[1]: 138  प्री-कूल्ड इंजन एयर कंडेनसर (उष्मा एक्सचेंजर) की आवश्यकता से बचते हैं, क्योंकि तरल वायु चक्र इंजन (एलएसीइ ) के विपरीत, प्री-कूल्ड इंजन हवा को बिना द्रवित किए ठंडा करते हैं।

कम उड़ान गति के लिए बड़े पैमाने पर इंजेक्शन के साथ प्रीकूलिंग की जा सकती है, जिसे डब्लूआईपीसीसी (वाटर इंजेक्शन प्रीकंप्रेसर कूलिंग) के रूप में जाना जाता है।[2] इस पद्धति का उपयोग छोटी अवधि के लिए किया गया है (सीमित शीतलक क्षमता के कारण) विमान की सामान्य अधिकतम गति तक बढ़ जाती है। ऑपरेशन स्काईबर्नर, जिसने मैकडॉनेल डगलस एफ-4 फैंटम II के साथ विश्व गति रिकॉर्ड हासिल किया,[3] एंड थे मिकेयन ये-266 (मे 25).[4] दोनों ने कंप्रेसर के आगे हवा को ठंडा करने के लिए पानी/अल्कोहल स्प्रे का प्रयोग किया।

प्रीकूलिंग (साथ ही दहन कक्ष जल इंजेक्शन) का उपयोग निम्नतम उड़ान गति पर किया जाता है, अर्थात टेक ऑफ के समय, उच्च परिवेश के तापमान पर बल बढ़ाने के लिए।

प्रीकूलर उष्मा एक्सचेंजर्स का उपयोग करने के लाभ और हानी

प्री-कूलिंग का मुख्य लाभ यह है (जैसा कि आदर्श गैस नियम द्वारा भविष्यवाणी की गई है) किसी दिए गए समग्र दबाव अनुपात के लिए, कंप्रेसर डिलीवरी तापमान (टी3) में महत्वपूर्ण कमी होती है, जो टी3 की सीमा को उच्च मच संख्या तक पहुंचने में देरी करता है। परिणाम स्वरुप , प्री-कूलर के बाद समुद्र-स्तर की स्थिति (संशोधित प्रवाह) को उड़ान गति की बहुत विस्तृत श्रृंखला पर बनाए रखा जा सकता है, इस प्रकार उच्च गति पर भी शुद्ध बल को अधिकतम किया जा सकता है। प्रवेश के बाद कंप्रेसर और डक्टिंग बहुत कम और अधिक सुसंगत तापमान के अधीन है, और इसलिए यह हल्के मिश्र धातुओं से बना हो सकता है। यह इंजन के वजन को कम करता है, जिससे बल/वजन अनुपात में और सुधार होता है।

हाइड्रोजन उपयुक्त ईंधन है क्योंकि यह गहरे क्रायोजेनिक तापमान पर तरल है, और इसकी उपयोगी सीमा के ऊपर कुल विशिष्ट ताप क्षमता बहुत अधिक है,[1]: 108  जिसमें पानी की तुलना में वाष्पीकरण की अव्यक्त गर्मी भी सम्मिलित है।

चूंकि, तरल हाइड्रोजन के कम घनत्व का बाकी वाहन पर नकारात्मक प्रभाव पड़ता है, और वाहन भौतिक रूप से बहुत बड़ा हो जाता है,[1]: 108  चूंकि अंडरकारेज और विंग लोडिंग पर वजन कम रह सकता है।

हाइड्रोजन कई सामग्रियों में संरचनात्मक कमबल पड़ने का कारण बनता है, जिसे हाइड्रोजन उत्सर्जन के रूप में जाना जाता है।

प्रीकूलर का वजन इंजन के वजन में जोड़ता है, जिससे वजन अनुपात में बल कम हो जाता है।

प्रीकूलर के माध्यम से इनटेक एयर पास करने से प्रवेश ड्रैग में वृद्धि होती है, जिससे इंजन का नेट (बल)बल कम हो जाता है, और इस तरह बल टू वेट अनुपात कम हो जाता है।

आवश्यक शीतलन की मात्रा के आधार पर, इसकी उच्च तापीय क्षमता के अतिरिक्त, हवा को ठंडा करने के लिए अधिक हाइड्रोजन की आवश्यकता हो सकती है, जो ठंडी हवा के साथ जलाई जा सकती है।[citation needed] कुछ स्थितियों में, इस अक्षमता को कम करने के लिए अतिरिक्त हाइड्रोजन के हिस्से को बिना ठंडी हवा वाले रैमजेट में जलाया जा सकता है।

एलएसीइ इंजन के विपरीत, प्रीकूल्ड इंजन को ऑक्सीजन को द्रवित करने की आवश्यकता नहीं होती है, इसलिए कूलिंग की मात्रा कम हो जाती है क्योंकि ऑक्सीजन के संलयन को कवर करने की कोई आवश्यकता नहीं होती है और छोटे कुल तापमान में गिरावट की आवश्यकता होती है। यह बदले में उष्मा-सिंक के रूप में उपयोग किए जाने वाले हाइड्रोजन की मात्रा को कम कर देता है, लेकिन जलने में असमर्थ होता है। इसके अलावा कंडेनसर की आवश्यकता नहीं होती है, जिससे वजन कम होता है।

उष्मा एक्सचेंजर्स का उपयोग करके प्रीकूलिंग का इतिहास

1955 में रॉबर्ट पी. कारमाइकल ने कई इंजन चक्र तैयार किए जो ईंधन के रूप में उपयोग करने से पहले इंजन में प्रवेश हवा को प्रीकूल करने के लिए तरल हाइड्रोजन का उपयोग करते थे।[1]: 138 

1982 में यूके में प्रीकूल्ड इंजनों में रुचि देखी गई, जब एलन बॉन्ड (इंजीनियर) ने प्रीकूल्ड एयर ब्रीथिंग रॉकेट इंजन रचना बनाया जिसे उन्होंने साटन कहा। इस विचार को होटल एसएसटीओ अंतरिक्षयान परियोजना के हिस्से के रूप में विकसित किया गया था, और यह रोल्स-रॉयस आरबी545 बन गया। 1989 में, होटल परियोजना के बंद होने के बाद, आरबी545 इंजीनियरों में से कुछ ने साबेर (रॉकेट इंजन) और संबद्ध स्काईलॉन (अंतरिक्ष यान) अंतरिक्षयान में विचार विकसित करने के लिए एक कंपनी, रिएक्शन इंजन लिमिटेड बनाई।

1987 में, एन तनात्सुगु ने इंटेक एयर कूलर के साथ एयर-टर्बो रैमजेट द्वारा संचालित स्पेस प्लेन का विश्लेषणात्मक अध्ययन प्रकाशित किया। जापान के अंतरिक्ष और अंतरिक्ष विज्ञान संस्थान (अब जेएएक्सए) का हिस्सा एयर-टर्बो रैमजेट (एटीआर , बाद में विस्तारक चक्र के अतिरिक्त एट्रेक्स) में अध्ययन करता है, जिसका उद्देश्य टीएसटीओ स्पेसप्लेन के पहले चरण को शक्ति प्रदान करना है। एटीआरईएक्स को प्रीकूल्ड टर्बोजेट (पीसीटीजे) और हाइपरसोनिक टर्बोजेट अध्ययन द्वारा अधिक्रमित किया गया था। सितंबर 2010 में टाकी एयरोस्पेस रिसर्च फील्ड में मच संख्या 2 पर तरल नाइट्रोजन प्रीकूल्ड हाइड्रोजन बर्निंग टेस्ट इंजन उड़ाया गया था।[5]


यह भी देखें

संदर्भ

  1. ↑ 1.0 1.1 1.2 1.3 Sloop, John (1978). Liquid hydrogen as a propulsion fuel, 1945–1959 (NASA SP-4404) (PDF). NASA.
  2. ↑ Mehta, U., J. Bowles, J. Melton, L. Huynh, and P. Hagseth (February 2015). "Water injection pre-compressor cooling assist space access" (PDF). The Aeronautical Journal. 119 (1212): 145–171. doi:10.1017/S0001924000010319. S2CID 18289336 – via nas.nasa.gov.{{cite journal}}: CS1 maint: multiple names: authors list (link)
  3. ↑ "F-4 Phantom Modern Combat Aircraft 1", Bill Gunston, Ian Allan Ltd. 1977, ISBN 0 7110 0727 6, page 19
  4. ↑ Sweetman, Bill (1983). High speed flight (page 129). Internet Archive. London ; New York, NY : Jane's. ISBN 9780867206616.
  5. ↑ Kobayashi, H and Taguchi, H and Kojima, Takayuki and Harada, K and Okai, K and Hongoh, M and Arai, T and Sato, T (6 October 2011). Development status of the hypersonic turbojet engine for Mach 5 flight in JAXA (IAC-11.C4.5.1). 62nd International Astronautical Congress 2011, IAC 2011. Vol. 8. Cape Town, South Africa. pp. 6655–6659.{{cite conference}}: CS1 maint: uses authors parameter (link)
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