การออกแบบ สร้าง และพัฒนาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ขนาดเล็ก

บทคัดย่อ

โครงงานออกแบบ สร้าง และพัฒนาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ต้นแบบขนาดเล็ก เป็นโครงงานที่จัดทำ เพื่อศึกษาหลักการทำงาน และทฤษฎีของแก๊สเทอร์ไบน์ โดยในโครงงานนี้จะมุ่งเน้นไปที่การออกแบบ สร้าง และพัฒนาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ต้นแบบที่สามารถใช้งานได้จริง และการประยุกต์ใช้ความรู้ที่ได้ศึกษามา เพื่อสร้างเครื่องยนต์ที่มีประสิทธิภาพ คณะผู้จัดทำได้เล็งเห็นถึงความสำคัญของการพัฒนาระบบแก๊สเทอร์ไบน์ โดยใช้ ซึ่งมีความสำคัญอย่างมากในการขับเคลื่อน และพัฒนาอุตสาหกรรมการบิน และเทคโนโลยียานยนต์ ในอนาคต การศึกษา และพัฒนาเทคโนโลยีนี้จะช่วยให้เกิดความเข้าใจที่ลึกซึ้งเกีย่ วกับหลักการทำงานของแก๊ส เทอร์ไบน์ และเป็นพื้นฐานสำหรับการพัฒนาเครื่องยนต์ที่มีประสิทธิภาพสูง นอกจากนี้โครงงานนี้ไม่เพียงแต่เป็นการศึกษาทฤษฎีเท่านั้นแต่ยังเป็นการนำความรู้ไปสูก่ารปฏิบัตจิ ริง ผ่านการสร้างเครื่องยนต์ต้นแบบที่สามารถทำงานได้จริง ซึ่งจะให้ประสบการณ์ที่มีค่าในการเรียนรู้และเข้าใจ เทคโนโลยีแก๊สเทอร์ไบน์อย่างแท้จริงการดำเนินงานนี้จะช่วยสร้างฐานความรู้ที่มนั่ คง และเป็นจุดเริ่มต้นในการ พัฒนาเทคโนโลยีที่ทันสมัย และมีศักยภาพสูงในอนาคต

Abstract

This project investigated the principles and theories underlying gas turbine engine operation. The focus was on the design, construction, and development of a working prototype, applying knowledge gained through academic study to build an efficient, practical engine system. The project team recognized the importance of developing gas turbine systems utilizing turbochargers, which play a significant role in advancing both the aviation and automotive industries. The study and development of this technology contribute to a deeper understanding of gas turbine operation and serve as a foundation for future advancements in high-performance engine design. Furthermore, this project is not limited to a theoretical study but also emphasizes hands-on application through the actual construction of a working prototype. This practical implementation provides valuable experience in understanding and working with gas turbine technology. The successful execution of this project establishes a solid knowledge base and serves as an important step toward the development of modern, high-potential technologies in the future. ข กิตติกรรมประกาศ โครงงานออกแบบ สร้าง และพัฒนาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ต้นแบบขนาดเล็ก ฉบับนี้สำเร็จลุล่วงได้ ด้วยความกรุณา และการสนับสนุนจากหลายฝ่าย ข้าพเจ้าขอกราบขอบพระคุณอาจารย์ ผศ.ดร.ธาดา สุขศิลา ซึ่งได้กรุณาเป็นที่ปรึกษา อีกทั้งให้คำแนะนำ ชี้แนะแนวทางการดำเนินงาน และให้ข้อเสนอแนะที่มีคุณค่าอย่าง ยิ่งตลอดระยะเวลาการทำโครงงาน ขอขอบพระคุณคณะอาจารย์ประจำภาควิชาวิศวกรรมเครื่องกล ที่ได้ให้คำปรึกษา และสนับสนุนด้าน วิชาการ รวมถึงให้ข้อคิดเห็นที่เป็นประโยชน์ต่อการปรับปรุง และพัฒนาโครงงานให้สมบูรณ์ยิ่งขึ้น นอกจากนี้ ขอขอบคุณบริษัท P.S.T Jet ที่ให้คำแนะนำ และข้อมูลทางเทคนิคที่เป็นประโยชน์ต่อการ ออกแบบ และพัฒนาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ต้นแบบ ตลอดจนเพื่อนร่วมทีมทุกคนที่ร่วมแรงร่วมใจในการ ทำงานจนบรรลุผลสำเร็จ สุดท้ายนี้ ข้าพเจ้าขอขอบคุณครอบครัวที่ให้กำลังใจ และการสนับสนุนอย่างต่อเนื่องตลอดระยะเวลา การศึกษาและการดำเนินโครงงาน นายอธิพัฒน์ นายภูรินทร์ นายสุทิวัส นายภูริต ค กำแหงเดชพล โปร่งนุช ธารอารี หงษ์ปาน คำนำ ในยุคปัจจุบัน อุตสาหกรรมการบินและอวกาศกำลังเผชิญกับความท้าทายใหม่ที่ต้องการการพัฒนา เทคโนโลยีอย่างต่อเนื่อง โดยเฉพาะเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ซึ่งเป็นหัวใจสำคัญของอุตสาหกรรมการบิน สำหรับนักศึกษาวิศวกรรมเครื่องกลและการบิน -อวกาศ การศึกษาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์จึงไม่เพียงเป็ น ความจำเป็นทางวิชาการ แต่ยังเป็นการเตรียมพร้อมสู่การเป็นวิศวกรที่มีศักยภาพในการพัฒนาเทคโนโลยีการ บินของประเทศ อย่างไรก็ตาม การศึกษาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ในสภาพแวดล้อมการศึกษามักจำกัดเพียง ทฤษฎีและการจำลอง เนื่อ งจากข้อ จำกัดด้านค่าใช้จ ่าย ความซับ ซ้อน และการเข้าถึง อุปกรณ์จริง การ ศึกษาวิจัยนี้จึงมุ่งเน้นการพัฒนาเครื่องมือการเรียนรู้ที่เชื่อมโยงทฤษฎีกับการปฏิบัติ ผ่านการออกแบบและ สร้างเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ขนาดเล็กที่นัก ศึกษาสามารถใช้เป็นสื่อการเรียนรู้ได้อย่างปลอดภัยและมี ประสิทธิภาพ โดยคาดหวังว่าจะช่วยเสริมสร้างความเข้าใจที่ลึกซึ้งและทักษะการแก้ไขปัญหาที่จำเป็นสำหรับ การพัฒนาเทคโนโลยีการบินและพลังงานของประเทศในอนาคต คณะผู้จัดทำ ง สารบัญ บทที่ 1 บทนำ 1 1.1 ที่มา และความสำคัญของโครงงานวิศวกรรม 1 1.2 กลุ่มผู้ใช้งาน 1 1.3 วัตถุประสงค์ของโครงงาน 2 1.4 ขอบเขตของโครงงาน 2 1.5 ประโยชน์ และผลที่คาดว่าจะได้รับ 2 1.6 แผนการดำเนินการ 2 1.6.1 รายละเอียดแผนการดำเนินงาน 2 1.6.2 รายละเอียดหน้าทีร่ ับผิดชอบการดำเนินงาน 4 1.6.3 รายละเอียดงบประมาณการดำเนินงาน 4 บทที่ 2 ทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง 5 2.1 ประวัติความเป็นมาของเครื่องยนต์ 5 2.2 บทปริทัศน์วรรณกรรม 8 2.2.1 การสร้าง และการเพิ่มประสิทธิภาพเครือ่ งยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ 8 2.2.2 หลักการทำงาน ออกแบบ และสร้างห้องเผาไหม้ในเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ 9 2.2.3 เครื่องยนต์ไมโครแก๊สเทอร์ไบน์ 11 2.3 ทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง 11 2.3.1 วัฏจักรเบรย์ตัน 12 2.3.2 ชนิดของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ 13 2.3.3 ส่วนประกอบของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ และหลักการทำงาน 14 2.3.5 การวัดค่าต่าง ๆ จากเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ 15 จ สารบัญ(ต่อ) บทที่ 3 ขั้นตอนการออกแบบ 18 3.1 ความต้องการของโครงงาน 18 3.2 ข้อจำกัดของโครงงาน 19 3.3 ข้อกำหนด/มาตรฐานการออกแบบชิ้นงาน 19 3.4 แนวทางการออกแบบชิ้นงาน 19 3.5 การคำนวณค่าทางทฤษฎี 21 3.5.1 การคำนวณใบพัดคอมเพรสเซอร์ (Compressor) 22 3.5.2 การคำนวณชุดแปลงความดัน (Diffuser) 29 3.5.3 การคำนวณระบบใบพัดเทอร์ไบน์ (Turbine) 33 3.5.4 การคำนวณระบบห้องเผาไหม้ (Combustion) 41 3.6 การออกแบบชิ้นงานเพือ่ ผลิตชิ้นงานจริง 47 3.6.1 ชุดห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) 48 3.6.2 ท่อไอเสีย (Exhaust) 48 3.6.3 ชุดจ่ายเชื้อเพลิง (Gas Plate) 49 3.6.4 ชุดแปลงความดัน (Diffuser) 49 3.6.5 เคส (Case) 50 3.6.6 หัวพ่นไอเสีย (Exhaust Nozzle) 50 3.6.7 ชุดครีบแปรผัน (Nozzle guide vanes) 51 3.6.8 ชุดUnder Plate (Under Plate) 52 3.7 แบบแยกส่วน (Exploded View) ของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ ฉ 52 สารบัญ (ต่อ) บทที่ 4 ผลการดำเนินงาน และผลการวิเคราะห์การทดสอบ 53 4.1 การทดสอบการรั่วไหลของ Turbo Charger 53 4.2 การทดสอบเทอร์ไบน์ผ่านเครื่องเป่าลม 54 4.3 ขั้นตอนทดสอบการผลิตชิ้นงาน 3D print 55 4.3.1 ชุด Lock Plate 55 4.3.2 ชุดท่อไอเสีย (Exhaust) 55 4.3.3 ชุดครีบแปรผัน (Nozzle guide vanes) 56 4.3.4 ชุดแปลงความดัน (Diffuser) 56 4.3.5 เคส (case) 57 4.3.6 ชุดห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) 57 4.4 ขั้นตอนการประกอบชิ้นงาน 3D print 58 4.4.1 ประกอบตัวเทอร์ไบน์เข้ากับ Diffuser หรือ Front case 58 4.4.2 สวมใส่ชุด Under plate 59 4.4.3 ประกอบชุด Lock plate 59 4.4.4 การประกอบชุดครีบแปรผัน (Nozzle guide vanes) 60 4.4.5 การประกอบตัว Exhaust เข้ากับตัวชุด Nozzle guide vanes 60 4.4.6 การประกอบชุดห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) 61 4.4.7 การประกอบเคส (Case) 61 4.5 แผนผังการทำงานของระบบ 62 ช สาบัญ (ต่อ) 4.6 การวิเคราะห์สมรรถนะ 63 4.6.1 ผลลัพธ์แสดงความสัมพันธ์ระหว่างแรงขับและความเร็วรอบ 63 4.6.2 ผลลัพธ์แสดงความสัมพันธ์ระหว่างอุณหภูมิไอเสียและความเร็วรอบ 64 4.5.3 ผลลัพธ์แสดงความสัมพันธ์ระหว่างประสิทธิ์ภาพและความเร็วรอบ 65 4.7 การวิเคราะห์วัฏจักรเชิงอุณหพลศาสตร์ 66 บทที่ 5 สรุปผลการออกแบบและผลการทดลอง 67 5.1 ผลการทดลองจากการออกแบบและสรุปผล 67 5.2 ข้อมูลจำเพาะทางวิศวกรรมของเครื่องยนต์กงั หันแก๊ส 68 5.3 ข้อมูลคุณลักษณะเชิงเทคนิคและพิกัดการทำงาน 68 5.4 ข้อเสนอแนะ 79 เอกสารอ้างอิง 70 ภาคผนวก ก ภาพเขียนแบบชิ้นงานเครื่องยนต์ตัวอย่าง 76 ภาคผนวก ข ภาพเขียนแบบชิ้นงานเครื่องยนต์ต้นแบบ 88 ภาคผนวก ค ข้อมูลจากการทดสอบ 105 ภาคผนวก ง รายละเอียดอุปกรณ์และเครื่องมือวัด 118 ภาคผนวก จ ประมวลภาพการดำเนินงานและขั้นตอนการทดสอบ 124 ภาคผนวก ฉ การวิเคราะห์ปญ ั หาและการแก้ไขเบือ้ งต้น 138 ซ สารบัญตาราง ตารางที่ 1.1 แผนการดำเนินงานโครงการ 3 ตารางที่ 1.2 รายละเอียดผู้ที่มหี น้าทีร่ ับผิดชอบการดำเนินงาน 4 ตารางที่ 1.3 รายละเอียดงบประมาณในการดำเนินงาน 4 ตารางที่ 3.1 แสดงข้อมูลพื้นที่หน้าตัดของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครือ่ งยนต์ต้นแบบ 39 ตารางที่ 3.2 ตารางแสดงคุณสมบัติแก๊สในอุดมคติ (Ideal Gas Properties of Selected Gases) 42 ตารางที่ 3.3 แสดงข้อมูลผลการคำนวณพื้นที่รูเจาะของห้องเผาไหม้ในแต่ละโซนของเครื่องยนต์ตัวอย่าง 44 ตารางที่ 3.4 แสดงข้อมูลผลการคำนวณพื้นที่รูเจาะของห้องเผาไหม้ในแต่ละโซนของเครื่องยนต์ต้นแบบ 45 ตารางที่ 3.5 ตารางเปรียบเทียบค่าทางทฤษฎี และค่าจริง 46 ตารางที่ 3.6 เปรียบเทียบการคำนวณระบบคอมเพรสเซอร์ของเครือ่ งยนต์ 47 ตารางที่ 3.7 เปรียบเทียบการคำนวณระบบดิฟฟิวเซอร์ของเครื่องยนต์ 48 ตารางที่ 3.8 เปรียบเทียบการคำนวณระบบเทอร์ไบน์ของเครื่องยนต์ 48 ตารางที่ 5.1 ตารางระบุข้อมูลจำเพาะของเครื่องยนต์กงั หันแก๊ส 68 ฌ สารบัญรูปภาพ รูปที่ 2.1 แผนภาพ Aeolopile ของ Hero of Alexandria-เครื่องยนต์ไอน้ำแรกของโลก 5 รูปที่ 2.2 เครือ่ งยนต์ไอน้ำของ Thomas Savery (1698) - “The Miner’s Friend” 6 รูปที่ 2.3 Nikolaus Otto และเครื่องยนต์ 4-Stroke ทีป่ ฏิวัติโลกยานยนต์ 7 รูปที่ 2.4 เครือ่ งยนต์เจ็ท W2/700 ของ Frank Whittle - จุดเริ่มต้นของยุคการบินเจ็ท 7 รูปที่ 2.5 Heinkel He-178 - เครื่องบินเจ็ทที่บินได้สำเร็จเป็นครั้งแรกของโลก (1939) 8 รูปที่ 2.6 แผนภาพวงจรเบรย์ตัน 12 รูปที่ 2.7 เครือ่ งยนต์เทอร์โบเจ็ท 13 รูปที่ 2.8 เครือ่ งยนต์เทอร์โบพรอป 13 รูปที่ 2.9 เครือ่ งยนต์เทอร์โบแฟน 14 รูปที่ 2.10 เครื่องยนต์เทอร์โบชาฟต์ 14 รูปที่ 2.11 รูปภาพส่วนประกอบเครือ่ งยนต์เทอร์ไบน์ 15 รูปที 3.1 แผนผังแสดงระบบการทำงานของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ 19 รูปที่ 3.2 ตัวอย่างเครือ่ งยนต์ต้นแบบ 20 รูปที่ 3.3 ส่วนประกอบของเครื่องยนต์ต้นแบบ 21 รูปที่ 3.4 ไปศึกษาดูงานที่ บริษัท P.S.T Jets จำกัด 21 รูปที่ 3.5 ลักษณะและขนาดใบพัดรุ่น GT2556 22 รูปที่ 3.6 กราฟแสดง Compressor map ของเทอร์โบรุ่น GT2860RS 23 รูปที่ 3.7 Compressor map ของคอมเพรสเซอร์ตัวอย่าง 24 รูปที่ 3.8 ลักษณะห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง 44 รูปที่ 3.9 ลักษณะห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ต้นแบบที่ออกแบบ 45 รูปที่ 3.10 ลักษณะชุดห้องเผาไหม้ด้านใน(Inner Combustion Chamber) 48 ญ สารบัญรูปภาพ(ต่อ) รูปที่ 3.11 ลักษณะชุดห้องเผาไหม้ด้านนอก(Outer Combustion Chamber) 48 รูปที่ 3.12 ลักษณะท่อไอเสีย(Exhaust) 49 รูปที่ 3.13 ลักษณะของ Gas plate Under and Gas plate Upper 49 รูปที่ 3.14 ชุดแผ่นยึดฝาหลังเทอร์โบ 50 รูปที่ 3.15 ขนาดและลักษณะของ Case 50 รูปที่ 3.16 รูปร่างลักษณะของหัวพ่นไอเสีย (Exhaust Nozzle) 51 รูปที่ 3.17 ลักษณะของชุดครีบแปรผัน (Nozzle Guide vanes) 51 รูปที่ 3.18 ลักษณะของชุด Under Plate (Under Plate) 52 รูปที่ 3.19 ภาพฉายแบบแยกส่วน (Explode view) ของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ 52 รูปที่ 4.1 การทดสอบรั่วไหลของ Turbocharger รุ่น GT2556 54 รูปที่ 4.2 การทดสอบรั่วไหลของ Turbocharger รุ่น RB25 54 รูปที่ 4.3 การทดสอบเทอร์ไบน์ผ่านเครื่องเป่าลม 54 รูปที่ 4.4 ลักษณะของชุด Lock Plate (Lock Plate) 55 รูปที่ 4.5 ลักษณะของชุดท่อไอเสีย (Exhaust) 55 รูปที่ 4.6 ลักษณะของชุดครีบแปรผัน (Nozzle guide vanes) 56 รูปที่ 4.7 ลักษณะของชุดแปลงความดัน (Diffuser) 56 รูปที่ 4.8 ลักษณะของเคส (Case) 57 รูปที่ 4.9 ชุดห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) 58 รูปที่ 4.10 การประกอบตัวเทอร์ไบน์เข้ากับ Diffuser 58 รูปที่ 4.11 การประกอบชุด Lock pkate เข้ากัน 59 รูปที่ 4.12 การสวมใส่ชุด Under plate 59 ฎ สารบัญรูปภาพ(ต่อ) รูปที่ 4.13 การประกอบชุดครีบแปรผัน (Nozzle guide vanes) 60 รูปที่ 4.14 การประกอบตัว Exhaust เข้ากับตัวชุด Nozzle guide vanes 60 รูปที่ 4.15 การประกอบชุดห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) 61 รูปที่ 4.16 การประกอบเคส (Case) 61 รูปที่ 4.17 แผนผังแสดงหลักการทำงาน 62 รูปที่ 4.18 กราฟแสดงความสัมพันธ์ ระหว่าง แรงขับและความเร็วรอบ 63 รูปที่ 4.19 กราฟแสดงความสัมพันธ์ ระหว่าง อุณหภูมิไอเสียและความเร็วรอบ 64 รูปที่ 4.20 กราฟแสดงความสัมพันธ์ ระหว่าง ประสิทธิ์ภาพและความเร็วรอบ 65 รูปที่ 4.21 กราฟ P-v Diagram Brayton Cycle จากการคำนวนบทที่ 3 โดยโปรแกรม Excel 66 รูปที่ 4.21 กราฟ T-s Diagram Brayton Cycle จากการคำนวนบทที่ 3 โดยโปรแกรม Excel 66 ฏ คำอธิบายสัญลักษณ์และคำย่อ สัญลักษณ์อักษรโรมัน สัญลักษณ์ ความหมาย หน่วย A พื้นที่หน้าตัด m² ABlades พื้นที่หน้าตัดของใบพัดเทอร์ไบน์ m² ANGV พื้นที่หน้าตัดของชุดน็อตเซิลไกด์เวน m² C ความเร็วของอากาศที่ใบพัด m/s Cm ความเร็วของอากาศที่ทางออกของเครื่องยนต์ m/s CP ค่าความร้อนจำเพาะของอากาศ J/(kg.K) d เส้นผ่านศูนย์กลาง m F แรงขับดัน N H ความสูงของใบพัด m Δh การเปลี่ยนแปลงความร้อนเอนทาลปี J/kg ṁ อัตราการไหลของมวล kg/s n ความเร็วรอบ rev/min P ความดัน Pa R ค่าคงที่เฉพาะของแก๊ส J/(kg.K) T อุณหภูมิ K U ความเร็วเส้นรอบวงหรือความเร็วใบพัด m/s W งานทางกลที่ได้จากระบบ J ฐ คำอธิบายสัญลักษณ์และคำย่อ(ต่อ) สัญลักษณ์อักษรกรีก สัญลักษณ์ ความหมาย หน่วย α มุมการไหลของอากาศทีท่ างออกของใบพัดคอมเพลสเซอร degree 𝛽 มุมของใบพัด degree 𝜂𝑐𝑜𝑚 ประสิทธิภาพของชุดอัดอากาศ - 𝜂𝑇𝑢𝑟𝑏𝑖𝑛𝑒 ประสิทธิภาพของชุดกังหัน - Π อัตราส่วนความดัน - 𝜌 ความหนาแน่นของแก๊ส kg/m³ 𝜏 ค่าสัมประสิทธิ์ความเรียวใบพัด - 𝜓 สัมประสิทธิ์ภาระงานหรือความดัน - 𝜋 ค่าคงที่พาย - สัญลักษณ์ตัวห้อย สัญลักษณ์ ความหมาย 1 สภาวะทางเข้าชุดอัดอากาศ 2 สภาวะทางออกชุดอัดอากาศ 3 สภาวะทางออกห้องเผาไหม้ 4 สภาวะทางออกกังหัน Amb สภาวะบรรยากาศโดยรอบ ฑ คำอธิบายสัญลักษณ์และคำย่อ(ต่อ) คำย่อ คำเต็ม ความหมาย RPM Revolutions Per Minute ความเร็วรอบของเครื่องยนต์ต่อนาที EGT Exhaust Gas Temperature อุณหภูมิของแก๊สไอเสียที่ทางออก TIT Turbine Inlet Temperature อุณหภูมิของแก๊สร้อนก่อนเข้าสู่กังหัน TOT Turbine Outlet Temperature อุณหภูมิแก๊สหลังออกจากกังหัน LPG Liquefied Petroleum Gas ก๊าซปิโตรเลียมเหลว NGV Nozzle Guide Vane ชุดครีบแปรผัน CAD Computer-Aided Design การออกแบบชิ้นงานด้วยคอมพิวเตอร์ CNC Computer Numerical Control การควบคุมเครื่องจักรด้วยระบบคอมพิวเตอร์ CDT Compressor Discharge Temperature อุณหภูมิอากาศที่ออกจากชุดอัดอากาศ CDP Compressor Discharge Pressure ความดันอากาศที่ออกจากชุดอัดอากาศ CMCs Ceramic matrix composites วัสดุคอมโพสิตเซรามิกทนความร้อนสูง MGT Micro Gas Turbine เครื่องยนต์กังหันแก๊สขนาดเล็ก SLM Selective laser melting การขึ้นรูปโลหะด้วยเลเซอร์ RTD Resistance Temperature Detector เซนเซอร์วัดอุณหภูมิแบบใช้ความต้านทาน FBG Fiber Bragg Grating เซนเซอร์วัดแสงในเส้นใยนำแก้ว EPR Engine Pressure Ratio อัตราส่วนความดันของเครื่องยนต์ TIG Tungsten Inert Gas welding การเชื่อมทังสเตนแบบอาร์กในแก๊สเฉื่อย PPE Personal Protective Equipment อุปกรณ์ป้องกันอันตรายส่วนบุคคล ฒ บทที่ 1 บทนำ 1.1 ที่มา และความสำคัญของโครงงานวิศวกรรม ในปัจจุบันเทคโนโลยีอุตสาหกรรมการบินมีการพัฒนาอย่างรวดเร็วและต่อเนื่อง โดยเฉพาะในด้านการ พัฒ นาเครื่องยนต์แก๊ส เทอร์ไบน์ที่เ ป็นหัวใจสำคัญ ของอุตสาหกรรมการบิน ซึ่ง ต้องการเครื่องยนต์ท ี่มี ประสิทธิภาพสูง น้ำหนักเบา และเป็นมิตรต่อสิ่งแวดล้อม การศึกษา วิเคราะห์ และพั ฒนาเครื่องยนต์ของ เครื่องบินจึงถือเป็นองค์ความรู้ที่สำคัญยิ่งสำหรับนักศึกษาภาควิศวกรรมเครื่องกลและการบิน -อวกาศ ในการ เตรียมความพร้อมสู่การเป็นวิศวกรที่สามารถตอบสนองความต้องการของอุตสาหกรรมได้ ทางผู้จัดทำจึงได้นำ ความรู้ทางทฤษฎีที่ได้ศึก ษาเรียนรู้ในหลักสูตร มาประยุกต์และต่อยอดในการออกแบบ สร้าง และพัฒนา เครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ต้นแบบขนาดเล็ก โครงงานนี้มีความสำคัญในหลายด้าน เช่น ด้านการศึกษาและการพัฒนาเทคโนโลยี โดยช่วยให้ นักศึกษาและผู้ที่สนใจสามารถเรียนรู้หลักการทำงานของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ได้มากขึ้น นอกจากนี้ยังช่วย เสริมสร้างทักษะทางด้านวิศวกรรมเชิงกล การวิเคราะห์ระบบเทอร์โมไดนามิกส์ และการประยุกต์ใช้เทคโนโลยี ในด้านเศรษฐกิจ และสิ่งแวดล้อม โครงงานนี้จะช่วยลดต้นทุนในการศึกษา และวิจัยด้านเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ ไบน์ เนื่องจากใช้วัสดุ และอุปกรณ์ที่หาได้ง่ายในท้องถิ่น และมีราคาไม่แพง อีกทั้งยังสร้างโอกาสทางธุรกิจ สำหรับผู้ประกอบการขนาดเล็ก และกลางในการพัฒนาเทคโนโลยีพลังงานทางเลือก เครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ มีข้อดีในการสร้างมลพิษต่ำกว่าเครื่องยนต์สันดาปภายในแบบดั้งเดิม มีประสิทธิภาพการเผาไหม้ที่สูง และ สามารถใช้เชื้อเพลิงได้หลากหลายชนิด รวมถึงเชื้อเพลิงชีวภาพ ซึ่งจะช่วยสนับสนุนการพัฒนาอย่างยั่งยืน และ ลดผลกระทบต่อสิ่งแวดล้อม โครงงานนี้มีเป้าหมายในการสร้างเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ต้นแบบที่ใช้งานได้จริง มีความปลอดภัย ต้นทุนต่ำ และสามารถผลิตได้ง่าย เพื่อเป็นต้นแบบสำหรับการพัฒนาต่อยอดในอนาคต ประโยชน์ที่คาดว่าจะ ได้รับคือ การได้แนวทางในการออกแบบ และสร้างเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ต้นทุนต่ำ การสร้างองค์ความรู้ที่ สามารถประยุกต์ใช้ได้ การส่งเสริมความรู้ และความเข้าใจเกี่ยวกับเทคโนโลยีพลังงานในสังคม การสร้างแรง บันดาลใจให้กับเยาวชนในการศึกษาด้านวิศวกรรม เป็นต้น 1.2 กลุ่มผู้ใช้งาน นัก เรียน นัก ศึก ษา และอาจารย์คณะวิศวกรรมการบิน และอวกาศ หรือผู้ที่สนใจศึกษาเกี่ยวกับ เครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ 1 1.3 วัตถุประสงค์ของโครงงาน 1) เพื่อศึกษาหลักการ และทฤษฎีที่เกี่ยวข้องกับเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ และระบบวัดค่าต่าง ๆ 2) เพื่อออกแบบ และกำหนดค่าพารามิเตอร์ที่สำคัญในการสร้างเครือ่ งยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ เช่น ขนาดเส้น ผ่านศูนย์กลาง และความยาวของห้องเผาไหม้ 3) เพื่อทดสอบประสิทธิภาพ และวิเคราะห์การทำงานของเครื่องยนต์ที่สร้างขึ้น 4) เพื่อสร้างเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ต้นแบบขนาดเล็กที่สามารถใช้งานได้จริง 1.4 ขอบเขตโครงงาน 1) ออกแบบ และสร้างเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ต้นแบบขนาดเล็ก 2) ทดสอบการทำงาน วัดค่า และบันทึกข้อมูล เช่น อุณหภูมิ ความดัน ความเร็วรอบ ตามจุดต่าง ๆ ที่ กำหนด 3) นำค่าที่ได้จากผลการทดลอง มาวิเคราะห์ประสิทธิภาพ และเปรียบเทียบกับค่าที่คำนวณทางทฤษฎี 1.5 ประโยชน์ และผลที่คาดว่าจะได้รับ 1) ได้เรียนรู้ และเข้าใจหลักการ การทำงานของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ 2) ได้แนวทาง องค์ความรู้ และทักษะในการออกแบบ สร้าง และพัฒนาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ 3) เพิ่มโอกาสในการศึกษา และวิจัยแก่ผู้ที่สนใจในเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ โดยมีเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ ไบน์ที่สามารถใช้งานได้ และวัดค่าตามจุดต่าง ๆ ได้จริง 4) ส่งเสริมการใช้เทคโนโลยีที่เป็นมิตรต่อสิ่งแวดล้อม โดยมีการปล่อยมลพิษต่ำ และช่วยสนับสนุนการ พัฒนาอย่างยั่งยื่น 1.6 แผนการดำเนินงาน โครงงานนี้เริ่มตั้งแต่เดือน กรกฎาคม พ.ศ. 2568 ถึง มีนาคม พ.ศ. 2569 รวมระยะเวลาทั้งสิ้น 9 เดือน โดยมีรายละเอียดแผนการดำเนินงาน งบประมาณ และหน้าที่ในการรับผิดชอบในการดำเนินงานดังต่อไปนี้ 1.6.1 รายละเอียดแผนการดำเนินงาน ในการดำเนินการทำปริญญานิพนธ์ ศึกษา และพัฒนาระบบต่าง ๆ ในเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ ไบน์ ทางคณะผู้จัดทำได้ร ่วมกันกำหนดขอบเขต และวางแผนการดำเนินงาน ตั้ง แต่ขั้นตอนของ รายละเอียดการดำเนินงาน และระยะเวลาในการดำเนินงาน เพื่อใช้เป็นกรอบแนวทางการดำเนินงาน ให้สำเร็จบรรลุตามวัตถุประสงค์ที่ได้วางไว้ โดยเริ่มตั้งแต่วันที่ 17 กรกฎาคม พ.ศ. 2568 และมี รายละเอียดเพิ่มเติมเป็นไปตามตารางต่อไปนี้ 2 ตารางที่ 1.1 แผนการดำเนินงานของโครงการ แผนการดำเนินงาน ลำดับ รายละเอียด 68 ก.ค ส.ค ก.ย ระยะที่ 1 การกำหนดปัญหา และรวบรวมข้อมูลที่ เกี่ยวข้อง 1 ศึกษาข้อมูลทั่วไป 2 วางแผนการดำเนินงาน 3 ศึกษาทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง 4 ศึกษาการใช้งานซอฟต์แวร์ที่เกี่ยวข้อง ระยะที่ 2 5 6 7 ระยะที่ 3 8 การออกแบบทางทฤษฎี ออกแบบแผนผังของระบบการทำงาน คำนวณประสิทธิภาพการทำงาน (ค่าทางทฤษฎี) ร่างแบบส่วนประกอบชิ้นงาน การออกแบบเพื่อสร้างชิ้นงานจริง ทำการออกแบบส่วนประกอบชิ้นงานใน โปรแกรม Solidwork 9 ทดสอบประสิทธิภาพการทำงานโดยการจำลอง ในโปรแกรม และแก้ไข 10 ทำการจัดซื้ออุปกรณ์ที่ใช้ในการสร้างชิ้นงาน 11 ทำการทดสอบอุปกรณ์ และเซนเซอร์ ระยะที่ 4 สร้างชิ้นงาน ทดลอง และแก้ไขปรับปรุง 12 เขียนแบบภาพประกอบชิ้นงาน ใบรายการวัสดุ และเขียนแบบสั่งผลิต 13 สร้าง และประกอบชิ้นงานจริง 14 ทดลองระบบการทำงาน และเก็บข้อมูล 15 แก้ไขส่วนที่บกพร่อง 16 คำนวณประสิทธิภาพการทำงาน (ค่าจากการ ทดลอง) 16 สรุปผล และจัดทำปริญญานิพนธ์ 3 ต.ค พ.ย ธ.ค ม.ก 69 ก.พ มี.ค เม.ย 1.6.2 รายละเอียดหน้าที่รับผิดชอบการดำเนินงาน ในการดำเนินโครงงานฯ เพื่อให้สามารถสำเร็จลุลว่ งนั้น จำเป็นต้องใช้ทักษะ และความรู้ของสมาชิกใน กลุ่ม โดยจะมีการแบ่งหน้าที่รับผิดชอบของสมาชิกตามทักษะที่บุคลนั้นๆ ถนัด มีรายละเอียดดังตารางที่ 1.2 ตารางที่ 1.2 รายละเอียดผู้มีหน้าที่รับผิดชอบการดำเนินงาน รายละเอียดงาน หน้าที่รับผิดชอบ กำหนดการ สถานะ ระยะที่ 1: การกำหนดปัญหา และรวบรวม ข้อมูลที่เกี่ยวข้อง ระยะที่ 2: การออกแบบทางทฤษฎี นายภูริต หงษ์ปาน 14/8/2568 เสร็จสิ้น นายภูรินทร์ โปร่งนุช 19/10/2568 เสร็จสิ้น ระยะที่ 3: การออกแบบเพื่อสร้างชิ้นงานจริง นายสุทิวัส ธารอารี 15/1/2569 เสร็จสิ้น ระยะที่ 4: สร้างชิ้นงาน ทดลอง และแก้ไข นายอธิพัฒน์ กำแหงเดชพล รอการดำเนินการ ปรับปรุง *** หมายเหตุ ชื่อที่ปรากฏในตารางที่ 1.2 เป็นเพียงผู้รับผิดชอบหลักเท่านั้น โดยจะมีสมาชิกเป็นผู้ช่วยเหลือในการดำเนินงาน 1.6.3 รายละเอียดงบประมาณการดำเนินงาน โครงงานการออกแบบ สร้าง และพัฒ นาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ต้นแบบขนาดเล็ก มี งบประมาณในการดำเนินงานทั้งหมด 10,086 บาท โดยมีรายละเอียดดังตารางที่ 1.3 ตารางที่ 1.3 รายละเอียดงบประมาณในการดำเนินงาน รายละเอียด จำนวน หน่วย ราคา/หน่วย ท่อสแตนเลส 304 ขนาด 6” นิ้ว หนา 2 มม. 20 ซม. 1.00 ชิน้ 1,059.00 ท่อสแตนเลส 304 ขนาด 5” นิ้ว หนา 1.5 มม. 20 ซม. 1.00 ชิน้ 869.00 ท่อสแตนเลส 304 ขนาด 3” นิ้ว หนา 1.2 มม. 20 ซม. 1.00 ชิน้ 642.00 ท่อสแตนเลส 304 ขนาด 2” นิ้ว หนา 1.2 มม. 20 ซม. 1.00 ชิน้ 616.00 แผ่นสแตนเลส 304 ขนาด 30 x 30 x 1.5 มม. 5.00 แผ่น 765.00 ข้อลดสแตนเลส 2”x 1” ½ รวมค่าเชื่อม 1.00 ชิน้ 548.00 ข้อลดสแตนเลส 1” ½ x 1” 1.00 ชิน้ 47.00 เข็มฉีดยา สแตนเลส 10 x 35 มม. (ขนาด 1 มม.) 10.00 ชิน้ 30 หัวปรับแก๊ส แรงดันสูง 1.00 ชิน้ 529.00 ข้อลดเหลี่ยมทองเหลือง 3/8” – ½” 1.00 ชิน้ 49.00 สายลม PU สีดำ 10 มม. 2.00 เมตร 21.00 ข้อต่อ 10 มม. 5.00 ชิน้ 12.00 เส้นพลาสติก ABS Polylite 1.00 ชิน้ 1,500.00 ราคารวม *** หมายเหตุ ที่แสดงในตารางเป็นราคากลางที่หาได้ทั่วไป จึงอาจจะมีการเปลี่ยนแปลงในภายหลัง 4 รวม 1,059.00 869.00 642.00 616.00 3,825.00 548.00 47.00 300 529.00 49.00 42.00 60.00 1,500.00 10,086.00 บทที่ 2 ทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง ในการจัดทำปริญญานิพนธ์ศึกษา และการสร้า งเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ ขนาดเล็กนั้นทางคณะ ผู้จัดทำได้ศึกษาหาข้อมูล เพื่อนำเสนอเกี่ยวกับประวัติความเป็นมาของเครื่องยนต์ บทปริทัศน์วรรณกรรม หลัก วิชาการ และแนวคิดทางทฤษฎีที่เกี่ยวข้องเข้ามาใช้เพื่อเป็นกรอบในการปฏิบัติงาน และแนวทางการแก้ไข ปัญหา เพื่อให้บรรลุตามวัตถุประสงค์ที่กำหนดไว้อย่างลุล่วง 2.1 ประวัติความเป็นมาของเครื่องยนต์ การเริ่มต้นของเครื่องยนต์สามารถย้อนกลับไปถึงศตวรรษที่ 1 ค.ศ. 62 เมื่อ Hero of Alexandria ได้ สร้างเครื่องยนต์ไอน้ำแบบ aeolipile ที่กรุงอเล็กซานเดรีย ประเทศอียิปต์ ซึ่งถือเป็นต้นแบบของเครื่องยนต์ เจ็ท และเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ เบื้องต้นดังรูปที่ 2.1 โดยมีหลักการทำงานคือ ให้ความร้อนกับหม้อต้มที่ บรรจุน้ำไว้ โดยเมื่อน้ำเดือด ไอน้ำจะลอยขึ้นสู่ท่อ และเข้าสู่ลูกทรงกลมกลวง จากนั้นไอน้ำจะไหลออกจากท่อ สองท่อบนลูกทรงกลมกลวงทำให้ลูกทรงกลมกลวงเกิดการหมุน ซึ่งหลักการที่เขาได้ใช้ในการออกแบบนั้นคล้าย กับ เครื่องยนต์ไอพ่น (Jet engine) ในปัจ จุบัน ซึ่ง ตัวเฮโร ณ ขณะนั้นไม่ได้มองว่าสิ่งประดิษฐ์ของเขามี ประโยชน์ในการใช้งานในชีวิตประจำวันมากนัก แต่มองว่าเป็นเพียงของเล่นชิ้นหนึ่งเท่านั้น [1] รูปที่ 2.1 แผนภาพ Aeolipile ของ Hero of Alexandria - เครื่องยนต์ไอน้ำแรกของโลก (ที่มา: https://en.wikipedia.org/wiki/File:Aeolipile_illustration.png) 5 แต่การนำเครื่องยนต์ไอน้ำมาใช้จริงในเชิงพาณิชย์เริ่มขึ้นในศตวรรษที่ 17-18 โดยในปี ค.ศ. 1698 Thomas Savery ได้จดสิทธิบัตรสำหรับเครื่องสูบน้ำที่เรียกว่า “Miner’s Friend” ที่ประเทศอังกฤษ ซึ่งเป็นเครื่องยนต์ ไอน้ำแรกที่ใช้ในอุตสาหกรรมเหมืองแร่[2] ดังแสดงในรูปที่ 2.2 ต่อมาในปี ค.ศ. 1712 Thomas Newcomen ได้พัฒนาเครื่องยนต์ที่ส่งกำลังต่อเนื่องได้ที่เมือง Tipton ประเทศอังกฤษ [3] รูปที่ 2.2 เครือ่ งยนต์ไอน้ำของ Thomas Savery (1698) - "The Miner's Friend" (ที่มา: https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/c/cc/Savery-engine.jpg/255px-Savery-engine.jpg) จุดเปลี่ยนสำคัญของเครื่องยนต์ไอน้ำเกิดขึ้นเมื่อ James Watt วิศวกรชาวสก็อตแลนด์ ได้แรงบันดาล ใจในการปรับปรุงประสิทธิภาพขณะเดินผ่าน Glasgow Green ในเดือนพฤษภาคม ค.ศ. 1765 ที่เมืองกลาส โกว์ ประเทศสก็อตแลนด์ โดยการแยกไอน้ำที่ใช้แล้วไปยังภาชนะแยกต่างหากเพื่อการควบแน่น และได้รับ สิทธิบัตรในปี ค.ศ. 1769 [4] การพัฒนานี้ทำให้เครื่องยนต์ไอน้ำสามารถนำมาใช้ในการขับเคลื่อนเครื่องจักรใน โรงงานอุตสาหกรรม และระบบขนส่งได้อย่างมีประสิทธิภาพ ซึ่งเป็นรากฐานสำคัญในการพัฒนาหลักการของ เครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ในภายหลัง ศตวรรษที่ 19 เป็นยุคของการพัฒนาเครื่องยนต์สันดาปภายใน และการก่อตัวของแนวคิดเครื่องยนต์ เครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ โดยในปี ค.ศ. 1860 Jean Joseph Étienne Lenoir ได้สร้างเครื่องยนต์สันดาป ภายในเชิงพาณิชย์แรกที่กรุงปารีส ประเทศฝรั่งเศส [5] ต่อมาในปี ค.ศ. 1876 Nikolaus Otto ได้พัฒนา เครื่องยนต์แบบ four-stroke cycle ดังรูปที่ 2.3 ที่เมือง Deutz ใกล้กับ Cologne ประเทศเยอรมนี [6] ในช่วงเวลาเดียวกัน George Brayton วิศวกรชาวอเมริกันได้พัฒนาเครื่องยนต์แบบ “Ready Motor” ที่เมือง Bricksburg รัฐนิวเจอร์ซีย์ เมื่อปี ค.ศ. 1870 และได้รับสิทธิบัตรในปี ค.ศ. 1872 [7] สิ่งสำคัญคือวงจรเบรย์ตนั 6 (Brayton Cycle) ดังรูปที่ 2.4 ที่เขาพัฒนาขึ้นกลายเป็นหลักการพื้นฐานของเครื่องยนต์เครื่องยนต์แก๊สเทอร์ ไบน์สมัยใหม่ โดยใช้หลักการอัดอากาศ-เผาไหม้-ขยายตัว-ปล่อยไอเสีย[8] ซึ่งเป็นรากฐานของเครื่องยนต์เจ็ท และเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ที่ใช้ในโรงไฟฟ้าปัจจุบัน [9] การพัฒนาที่สำคัญอีกประการหนึ่งคือการสร้าง เครื่องยนต์ดีเซลโดย Rudolf Diesel ที่ประเทศเยอรมนีในปี ค.ศ. 1893 [10] รูปที่ 2.3 Nikolaus Otto และเครื่องยนต์ 4-stroke ที่ปฏิวัติโลกยานยนต์ (ที่มา: https://biografi-tokoh-ternama.blogspot.com/2024/01/nikolaus-otto-pengembang-mesin-empat-langkah.html) รูปที่ 2.4 เครือ่ งยนต์เจ็ท W2/700 ของ Frank Whittle จุดเริ่มต้นของยุคการบินเจ็ท (ที่มา: https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/f/fc/Whittle_Jet_Engine_W2-700.JPG) ช่วงต้นศตวรรษที่ 20 เป็นยุคแห่งการปรับปรุง และการใช้งานเครื่องยนต์ในวงกว้าง รวมถึงการกำเนิด ของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์จริง Henry Ford ได้นำเครื่องยนต์สันดาปภายในมาใช้ในการผลิตรถยนต์ Model T ที่เมือง Detroit รัฐมิชิแกน ตั้งแต่ปี ค.ศ. 1908 [11] ขณะเดียวกัน ในปี ค.ศ. 1930 Frank Whittle นักบิน และวิศวกรชาวอังกฤษ ได้ยื่นจดสิทธิบัตรแรกสำหรับเครื่องยนต์เจ็ทที่ RAF College Cranwell [12][13] และ สามารถทดสอบเครื่อ งยนต์เจ็ทแรกได้สำเร็จ ในเดือนเมษายน ค.ศ. 1937 ดัง รูป ที่ 2.5 ที่ Lutterworth ประเทศอัง กฤษ [13] ในขณะเดียวกัน Hans von Ohain นัก ฟิส ิก ส์ชาวเยอรมัน ได้พัฒ นาเครื่องยนต์ เครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์แบบคู่ขนานโดยไม่ทราบถึงผลงานของ Whittle และสามารถบินทดสอบเครื่องบิน Heinkel He-178 เป็นครั้งแรกเมื่อวันที่ 27 สิงหาคม ค.ศ. 1939 ที่เมือง Rostock ประเทศเยอรมนี [14] 7 รูปที่ 2.5 Heinkel He-178 - เครื่องบินเจ็ททีบ่ ินได้สำเร็จเป็นครั้งแรกของโลก (1939) (ที่มา: https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/1/16/Heinkel_He_178_050602-F-1234P-002.jpg) การพัฒนาเครื่องยนต์เครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ในยุคหลังสงครามโลกครั้งที่ 2 ได้ขยายไปสู่การใช้งาน พาณิชย์ และอุตสาหกรรม โดยเครื่องยนต์ Gloster E.28/39 ที่ใช้เครื่องยนต์ของ Whittle ทำการบินครั้งแรก ในเดือนพฤษภาคม ค.ศ. 1941 [15] ต่อมาในสหรัฐอเมริกา General Electric ได้พัฒนาเครื่องยนต์เจ็ทจาก แบบของ Whittle และ Westinghouse ได้สร้างเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์แบบ axial compressor ขึ้นเอง [16] ในปัจจุบัน เครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ไม่เพียงใช้ในการบินเท่านั้น แต่ยังใช้ในโรงไฟฟ้า เรือขนส่ง และการ ผลิตไฟฟ้าจากแหล่งพลังงานหมุนเวี ยน รวมถึงการพัฒนาเครื่องยนต์ไฟฟ้า และไฮบริดที่บริษัท Tesla ได้ นำเสนอรถยนต์ไฟฟ้าเชิงพาณิชย์ที่แคลิฟอร์เนีย ตั้งแต่ปี ค.ศ. 2008 และ Toyota ได้พัฒนารถยนต์ไฮบริด Prius ที่ประเทศญี่ปุ่นตั้งแต่ปี ค.ศ. 1997 [17] เทคโนโลยีเหล่านี้แสดงให้เห็นว่าการพัฒนาเครื่องยนต์ยังคงเป็น สิ่งที่สำคัญต่อการพัฒนาของมนุษยชาติในอนาคต 2.2 บทปริทัศน์วรรณกรรม คณะผู้จัดทำได้ทำการรวบรวมเอกสาร และหนังสือปริญญานิพนธ์ที่เกี่ยวข้องกับการสร้าง และพัฒนา เครื่องแก๊สเทอร์ไบน์ขนาดเล็ก เพื่อนำมาเป็นแหล่งการศึกษาเพิ่มเติม และเป็นแหล่งอ้างอิงค่าพารามิเตอร์ต่าง ๆ หรือปัญหาทั้งในด้านการออกแบบ และขั้นตอนการผลิตชิ้นงานต้นแบบ ทางผู้จัดทำได้ทำการจำแนกแบ่ง หมวดหมู่ออกเป็น ทั้งหมด 3 หัวข้อ ดังนี้ 2.2.1 การสร้าง และการเพิ่มประสิทธิภาพเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ การพัฒนาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ขนาดเล็กได้รับความสนใจอย่างมากในช่วงทศวรรษทผ่านมา โดยเฉพาะในด้านการออกแบบห้อ งเผาไหม้ท ี่ม ีบ ทบาทสำคัญ ต่อประสิท ธิภาพโดยรวมของเครื่องยนต์ Johnson และคณะ [18] ได้ศึกษาผลกระทบของการออกแบบรูปทรงห้องเผาไหม้แบบ annular combustor ต่อการกระจายอุณหภูมิ และประสิทธิภาพการเผาไหม้ในเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ขนาดเล็ก พบว่าการ ปรับปรุงรูปทรงของ primary zone และ secondary zone สามารถเพิ่มประสิทธิภาพการเผาไหม้ได้ถึง 15% 8 เมื่อเทียบกับการออกแบบแบบดั้ง เดิม Zhang และคณะ[19] ได้พัฒ นาเทคนิค computational fluid dynamics (CFD) สำหรับการวิเคราะห์การไหลของอากาศ และการกระจายเชื้อเพลิงในห้องเผาไหม้ขนาดเล็ก โดยใช้โมเดล turbulence แบบ k-ω SST ผลการศึกษาแสดงให้เห็นว่าการควบคุมอัตราส่วนอากาศต่อ เชื้อเพลิง (air-fuel ratio) ที่เหมาะสมในแต่ละโซนของห้องเผาไหม้สามารถลดการปล่อยมลพิษ NOx ได้อย่างมี นัยสำคัญ การเพิ่มประสิทธิภาพการถ่ายเทความร้อน และการลดความร้อนที่ส่งผลต่อชิ้นส่วนของเครื่องยนต์ เป็นอีกหนึ่งประเด็นสำคัญในการออกแบบเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ขนาดเล็ก Kumar และ Patel [20] ได้ ศึกษาการออกแบบระบบ cooling system แบบ effusion cooling สำหรับ combustor liner โดยใช้การ เจาะรูขนาดเล็กเป็นจำนวนมาก พบว่าการจัดเรียงรูแบบ staggered pattern สามารถลดอุณหภูมิของผนัง ห้องเผาไหม้ได้มากกว่า 200°C เมื่อเทียบกับการออกแบบแบบไม่มีระบบระบายความร้อน Lee และคณะ[21] ได้นำเสนอการใช้วัสดุ ceramic matrix composites (CMCs) สำหรับชิ้นส่วนห้องเผาไหม้ที่สามารถทน อุณหภูมิสูงได้ถึง 1400°C ผลการทดสอบแสดงให้เห็นว่า CMCs สามารถเพิ่มอุณหภูมิการทำงานของห้องเผา ไหม้ได้โดยไม่ต้องใช้ระบบระบายความร้อนที่ซับซ้อน ทำให้ประสิทธิภาพทางความร้อนของเครื่องยนต์เพิ่มขึ้น 8-12% งานวิจัยล่าสุดมุ่งเน้นไปที่การบูรณาการเทคโนโลยีการออกแบบขั้นสูงและการใช้เชื้อเพลิงทางเลือก Martinez และ Thompson [22] ได้พ ัฒ นา multi-objective optimization algorithm สำหรับการ ออกแบบห้อ งเผาไหม้ที่คำนึง ถึง ทั้ง ประสิท ธิภาพ การปล่อยมลพิษ และความทนทาน โดยใช้ genetic algorithm ร่วมกับ machine learning techniques ผลการศึกษาแสดงให้เห็นว่าการออกแบบที่ได้รับการ ปรับปรุงสามารถลด NOx emissions ได้ 25% และเพิ่มประสิทธิภาพการเผาไหม้ได้ 18% เมื่อเทียบกับการ ออกแบบดั้งเดิม Wang และคณะ[23] ได้ศึกษาการใช้ hydrogen เป็นเชื้อเพลิงในเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ ขนาดเล็ก โดยเฉพาะการปรับเปลี่ยนการออกแบบห้องเผาไหม้เพื่อรองรับ การเผาไหม้ของไฮโดรเจนที่มี ความเร็วในการลุกไหม้สูงกว่าเชื้อเพลิงดั้งเดิม ผลการวิจัยชี้ให้เห็นว่าการปรับปรุงการออกแบบ flame holder และ fuel injection system สามารถให้ประสิทธิภาพการเผาไหม้ที่ดี และลดการปล่อย CO2 ได้อย่างมี นัยสำคัญ งานวิจัยเหล่านี้แสดงให้เห็นถึงแนวโน้มการพัฒนาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ขนาดเล็กที่มุ่งเน้นความ ยั่งยืน และประสิทธิภาพสูง 2.2.2 หลักการทำงาน ออกแบบ และสร้างห้องเผาไหม้ในเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ หลักการทำงานของห้องเผาไหม้ในเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ขึ้นอยู่กับกระบวนการเผาไหม้ท ี่ต ้อง ควบคุมให้เกิดขึ้นอย่างสมบูรณ์ และมีประสิทธิภาพในขณะที่รักษาอุณหภูมิ และความดันให้อยู่ในระดับที่ 9 เหมาะสม Peterson และคณะ [24] ได้อธิบายหลักการพื้นฐานของ combustion aerodynamics ในห้อง เผาไหม้แบบ can-annular โดยเน้นที่ความสำคัญของการสร้าง recirculation zones เพื่อทำให้เกิดการผสม ของอากาศและเชื้อเพลิงทีด่ ี พร้อมทั้งสร้าง flame stabilization ที่มีประสิทธิภาพ Rodriguez และคณะ [25] ได้ศึกษาเชิงลึกเกี่ยวกับ combustion chemistry และ reaction kinetics ในสภาวะอุณหภูมิและความดันสูง ที่เกิดขึ้นในเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ขนาดเล็ก พบว่าการควบคุม equivalence ratio ในช่วง 0.6-0.8 สามารถ ให้ประสิทธิภาพการเผาไหม้สูงสุด และลดการก่อตัวของสารมลพิษ Thompson และ White [26] ได้พัฒนา ทฤษฎีการออกแบบ primary dilution และ secondary dilution zones โดยการใช้ momentum flux ratio เพื่อคำนวณตำแหน่ง และขนาดของรูอากาศที่เหมาะสม ทำให้สามารถควบคุมการกระจายอุณหภูมิใน แนวแกนได้อย่างมีประสิทธิภาพ การออกแบบห้องเผาไหม้สมัยใหม่มุ่งเน้นไปที่การเพิ่มประสิทธิภาพการเผาไหม้ และลดการปล่อย มลพิษผ่านการพัฒนาเทคโนโลยีการฉีดเชื้อเพลิง และการจัดการการไหลของอากาศ Sullivan และ Garcia [27] ได้นำเสนอการออกแบบ swirl injector แบบใหม่ที่สามารถสร้าง strong swirl flow โดยมี swirl number อยู่ในช่วง 1.2-1.8 ซึ่งช่วยเพิ่มประสิทธิภาพการผสมเชื้อเพลิงและอากาศ รวมทั้งสร้าง central recirculation zone ที่เสถียร Nakamura และคณะ [28] ได้พัฒนาเทคนิค lean premixed combustion สำหรับ เครื่อ งยนต์แก๊ส เทอร์ไบน์ขนาดเล็ก โดยใช้ multi-stage fuel injection เพื่อควบคุม flame temperature และลดการก่อตัวของ NOx ได้มากกว่า 40% เมื่อเทียบกับการออกแบบแบบ diffusion flame Li และ Kumar [29] ได้ศึก ษาการออกแบบ combustor liner ที่ม ี effusion cooling holes แบบ compound angle โดยใช้ computational fluid dynamics เพื่อวิเคราะห์ film cooling effectiveness พบว่าการจัดเรียงรูแบบ staggered pattern ที่มี inclination angle 30° และ compound angle 45° สามารถให้ cooling effectiveness สูงสุด อีกทั้ง Brown และคณะ [30] ได้พัฒนาวิธีการออกแบบ acoustic damper เพื่อลดปัญหา combustion instability ที่เกิดจาก coupling ระหว่าง acoustic waves และ heat release fluctuations กระบวนการสร้าง และการผลิตห้องเผาไหม้ต้องคำนึงถึงการเลือกใช้วัสดุ เทคโนโลยีการผลิต และการ ควบคุมคุณภาพให้สามารถทนต่อสภาวะการทำงานที่รุนแรง Evans และ Mitchell [31] ได้ศึกษาเปรียบเทียบ สมบัติของวัสดุท ี่ใช้ในการสร้างห้องเผาไหม้ ได้แก่ Inconel 625, Hastelloy X และ ceramic matrix composites โดยทดสอบใน thermal cycling conditions ที่อุณหภูมิ 1200-1400°C ผลการศึกษาแสดงให้ เห็นว่า CMCs มีความทนทานต่อ thermal shock ดีที่สุด แต่มีความยากในการ machining และ joining Zhao และคณะ [32] ได้พัฒนาเทคนิค additive manufacturing สำหรับการผลิต complex cooling channels ในตัว combustor liner โดยใช้ selective laser melting (SLM) ซึ่งสามารถสร้าง internal 10 cooling passages ที่มีรูปทรงซับซ้อนได้โดยไม่ต้องใช้กระบวนการ machining แบบดั้งเดิม ทำให้สามารถ เพิ่ม ประสิท ธิภาพการระบายความร้อ นได้อย่างมีนัยสำคัญ Anderson และ Taylor [33] ได้นำเสนอ กระบวนการ quality control และ non-destructive testing สำหรับห้องเผาไหม้ที่ผลิตด้วย advanced manufacturing techniques โดยใช้ X-ray computed tomography และ thermography testing เพื่อ ตรวจสอบ internal defects และ thermal barrier coating integrity งานวิจัยเหล่านี้แสดงให้เห็นถึง ความก้าวหน้าในการพัฒนาเทคโนโลยีการออกแบบ และการผลิตห้องเผาไหม้ที่มีประสิทธิภาพสูง และความ ทนทานดีสำหรับเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ขนาดเล็ก 2.2.3 เครื่องยนต์ไมโครแก๊สเทอร์ไบน์ เครื่องยนต์ไมโครแก๊สเทอร์ไบน์ (Micro Gas Turbine, MGT) ได้รับความสนใจอย่างมากในช่ วง ทศวรรษที่ผ่านมา เนื่องจากมีข้อดีหลายประการ ได้แก่ น้ำหนักต่อกำลังที่ดี ความเชื่อถือได้สูง การบำรุงรักษา ง่าย และความสามารถในการใช้เชื้อเพลิงหลากหลายชนิด Johnson และคณะ [34] ได้ทำการสำรวจ และ วิเคราะห์การพัฒนาเครื่องยนต์ไมโครแก๊สเทอร์ไบน์ในช่วงกำลัง 1-500 kW โดยเปรียบเทียบประสิทธิภาพทาง ความร้อน อัตราการปล่อยมลพิษ และต้นทุนการดำเนินงานกับเครื่องยนต์ขนาดเล็กประเภทอื่น พบว่า MGT มีประสิทธิภาพทางความร้อนอยู่ในช่วง 25-35% ซึ่งแม้จะต่ำกว่าเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ขนาดใหญ่ แต่มีข้อ ได้เปรียบในด้านความยืดหยุ่นในการใช้งาน การปล่อย NOx และ CO ที่ต่ำ และความสามารถในการทำงาน ร่วมกับระบบ combined heat and power (CHP) ได้อย่างมีประสิทธิภาพ งานวิจัยนี้ยังชี้ให้เห็นถึงแนวโน้ม การใช้ MGT ในการผลิตไฟฟ้าแบบกระจาย การขับ เคลื่อนยานพาหนะขนาดเล็ก และการประยุก ต์ใช้ใน อุตสาหกรรมปิโตรเคมี และการบิน โดยเฉพาะในเครื่องบินไร้คนขับและ auxiliary power units ซึ่งต้องการ เครื่องยนต์ที่มีความเชื่อถือได้สูง และน้ำหนักเบา 2.3 ทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง เครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ขนาดเล็ก ทำงานตามหลักการของวงจรเบรย์ตัน (Brayton Cycle) โดยเริ่ม จากการที่คอมเพรสเชอร์ ดูดอากาศเข้ามา และบีบอัดให้มีแรงดันสูง จากนั้นอากาศที่ถูกบีบอัดนี้จะถูกส่งเข้าไป ในห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) ที่มีการฉีดเชื้อเพลิงเข้าไปเผาไหม้ ทำให้เกิดแก๊สร้อนที่มีแรงดันและ อุณหภูมิสูง แก๊สร้อนนี้จะไหลผ่านเทอร์ไบน์ (Turbine) เพื่อขับเคลื่อนใบพัดเทอร์ไบน์ให้หมุน และแรงหมุนนี้ จะถูกส่งผ่านเพลาเดียวกันไปขับเคลื่อนคอมเพรสเชอร์ด้านหน้า ทำให้เกิดการหมุนเวียนต่อเนื่อง โดยแก๊สที่ ออกจากเทอร์ไบน์จะถูกปล่อยออกสู่บรรยากาศ และพลังงานที่เหลือจากการขยายตัวของแก๊สสามารถนำไปใช้ ในการขับเคลื่อนอุปกรณ์อื่น ๆ เช่น เครื่องกำเนิดไฟฟ้าหรือใบพัดเครื่องบิน ซึ่งกระบวนการที่เกิดขึ้นนี้จะใช้ หลักการ และทฤษฎี มาประยุกต์ใช้ในการออกแบบ สร้าง และพัฒนาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ ดังต่อไปนี้ 11 2.3.1 วัฏจักรเบรย์ตัน วงจรการทำงานของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ หรืออีกชื่อเรียกหนึ่งว่า วัฏจักรเบรย์ตัน ( Brayton Cycle) โดยกระบวนการเผาไหม้ที่เกิดขึ้นเพื่อให้ได้แก๊สร้อนขับเคลื่อนไปที่เทอร์ไบน์ ดำเนินการภายใต้สภาวะ ความดันคงที่ [35] ดังรูปที่ 2.6 และสามารถคำนวณหาพลังงานความร้อนที่เกิดขึ้นจากกระบวนการเผาไหม้ นี้ ได้ดังสมการที่ 2.1 𝑄𝐴 = [(𝑚𝑎 + 𝑚𝑓 )ℎ3 ] − 𝑚𝑎 ℎ2 − 𝑚𝑓 ℎ𝑓 (2.1) โดย 𝑄𝐴 = พลังงานความร้อนจากการเผาไหม้ (J/s) 𝑚𝑎 = อัตราการไหลเชิงมวลของอากาศ (kg/s) 𝑚𝑓 = อัตราการไหลเชิงมวลของเชื้อเพลิง (kg/s) ℎ𝑓 = เอนทาลปีของเชื้อเพลิง (J/kg) ℎ2 = เอนทาลปีอากาศที่ไหลออกจากเครื่องอัดอากาศ (J/kg) ℎ3 = เอนทาลปีแก๊สร้อนที่ออกจากห้องเผาไหม้ (J/kg) รูปที่ 2.6 แผนภาพวงจรเบรย์ตัน (ที่มา: https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/3/3c/Brayton_cycle.svg/Brayton_cycle.svg.png ) จากรูปที่ 2.6 สามารถแบ่งกระบวนการทำงานได้ดังนี้ 1) กระบวนการอัด (Compression Process: 1→2) อากาศบรรยากาศจะถูกดูดเข้าสู่คอมเพรสเซอร์ ของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ ทำให้ความดัน และอุณหภูมิเพิ่มขึ้นอย่างมาก การเพิ่มขึ้นของความดัน เกิดจากงานที่กระทำต่ออากาศโดยคอมเพรสเซอร์ ซึ่งบีบอัดอากาศเข้าสู่ห้องผสม/ห้องเผาไหม้ ในอุดม คติ กระบวนการนี้เป็นแบบไอเซนโทรปิก (isentropic) คือเอนโทรปีคงที่ 2) กระบวนการเติมความร้อน (Heat Addition Process: 2→3) อากาศที่ถูกอัดแล้วจะถูกผสมกับ เชื้อเพลิงในห้องเผาไหม้ เมื่อผสมกันแล้วจะถูกจุดระเบิด ทำให้เกิดการเพิ่มขึ้นของอุณหภูมิ และเอน โทรปีอย่างมาก (ไม่ใช่ความดัน เนื่องจากเป็นกระบวนการไอโซบาริก) เนื่องจากปฏิกิริยาการเผาไหม้ ของเชื้อเพลิง และอากาศ 12 3) กระบวนการขยายตัว (Expansion Process: 3→4) ที่จุด 3 แก๊สที่มีความดันสูง และเชื้อเพลิงจะ ออกจากห้องเผาไหม้สู่ห้องขยายตัว ซึ่งเราจะเห็นการลดลงของความดันอย่างรวดเร็วเนื่องจากมี ปริม าตรที่ใหญ่ขึ้น และสัม ผัส กับสภาพแวดล้อม พลัง งานจากห้องเผาไหม้จะถูก ใช้ส ำหรับสอง วัตถุประสงค์คือ การใบพัดที่เชื่อมต่อกับคอมเพรสเซอร์ (ซึ่งทำให้วงจรเบรย์ตันทำงานต่อเนื่อง) และ เป็นแรงดันขับ 4) กระบวนการคายความร้อน (Heat Rejection Process: 4→1) แก๊สที่ถูกขับออกมาจะกลายเป็น อากาศบรรยากาศที ่ม ีร ะดับ พลัง งานสูง กว่ าอากาศจากจุ ด 1 แต่ในที่ส ุดจะสูญ เสี ยพลัง งานสู่ สภาพแวดล้อม (กระบวนการไอโซบาริก) และกลายเป็นอากาศบรรยากาศเริ่มต้น 2.3.2 ชนิดของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ 1) เครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ท (Turbojet Engine) เทอร์โบเจ็ทเป็นเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ประเภทแรก และเรียบง่ายที่สุด ประกอบด้วย 4 ส่วนหลัก คือ คอมเพรสเซอร์ ห้องเผาไหม้ เทอร์ไบน์ และท่อไอเสีย การ ทำงานเริ่มจากการดูดอากาศเข้าสู่คอมเพรสเซอร์ที่จะอัดอากาศให้มีความดันสูง จากนั้นอากาศจะถูกผสมกับ เชื้อเพลิงในห้องเผาไหม้ และถูกจุดระเบิด ส่งผลให้เกิดแก๊สร้อนทีข่ ยายตัว และไหลผ่านเทอร์ไบน์ด้วยความเร็ว สูง แก๊สที่ออกมาจะสร้างแรงผลักดันที่ทำให้เครื่องบินเคลื่อนที่ได้ รูปที่ 2.7 เครือ่ งยนต์เทอร์โบเจ็ท (ที่มา : https://www.aircraftsystemstech.com/p/gas-turbine-engines-types-and.html) 2) เครื่องยนต์เทอร์โบพรอป (Turboprop Engine) เทอร์โบพรอปเป็นเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ที่ เชื่อมต่อกับใบพัดผ่านกล่องเกียร์ลดความเร็ว เครื่องยนต์ประเภทนี้มีประสิทธิภาพสูงที่ความเร็ว 250-400 ไมล์ ต่อชั่วโมง และที่ระดับความสูง 18,000-30,000 ฟุต ประมาณ 80-85% ของพลังงานที่ผลิตได้จะถูกใช้ขับ ใบพัด ส่วนที่เหลือจะออกมาเป็นแรงผลักดันจากท่อไอเสีย รูปที่ 2.8 เครือ่ งยนต์เทอร์โบพรอป (ที่มา : https://www.aircraftsystemstech.com/p/gas-turbine-engines-types-and.html) 13 3) เครื่องยนต์เทอร์โบแฟน (Turbofan Engine) เทอร์โบแฟนเป็นการพัฒนาจากเทอร์โบเจ็ทโดยเพิ่ม พัดลมขนาดใหญ่ที่ด้านหน้าเครื่องยนต์ พัดลมนี้จะผลิตแรงผลักดันประมาณ 80% ของแรงผลักดันทั้งหมด เครื่องยนต์ประเภทนี้เงียบกว่าและประหยัดเชื้อเพลิงกว่าเทอร์โบเจ็ท จึงเป็นที่นิยมใช้ในเครื่องบินโดยสาร พาณิชย์ เทอร์โบแฟนแบ่งเป็น 2 ประเภท คือ แบบ Low-bypass และ High-bypass ซึ่งแตกต่างกันที่ปริมาณ อากาศที่ผ่านพัดลม รูปที่ 2.9 เครือ่ งยนต์เทอร์โบแฟน (ที่มา : https://www.aircraftsystemstech.com/p/gas-turbine-engines-types-and.html) 4) เครื่องยนต์เทอร์โบชาฟต์ (Turboshaft Engine) เทอร์โบชาฟต์เป็นเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ที่ ออกแบบมาเพื่อส่งกำลังผ่านเพลาหมุนแทนการสร้างแรงผลักดัน ใช้กับเฮลิคอปเตอร์ รถถัง ฯลฯ เครื่องยนต์ ประเภทนี้จะใช้พลังงานส่วนใหญ่ในการหมุนเพลาแทนการสร้างแรงผลักดันออกด้านหลัง [36] รูปที่ 2.10 เครื่องยนต์เทอร์โบชาฟต์ (ที่มา : https://www.aircraftsystemstech.com/p/gas-turbine-engines-types-) and.html) 2.3.3 ส่วนประกอบของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ และหลักการทำงาน 1) คอมเพรสเซอร์ (Compressor) คอมเพรสเซอร์เป็นส่วนประกอบแรกในแกนกลางของเครื่องยนต์ ประกอบด้วยพัดลมที่มีใบพัดจำนวนมากติดกับเพลา คอมเพรสเซอร์จะบีบอัดอากาศที่เข้ามาให้อยู่ในพื้นที่ที่ เล็กลงเรื่อย ๆ ส่งผลให้ความดันของอากาศเพิ่มขึ้น ทำให้เกิดการเพิ่มขึ้นของศักย์พลังงานของอากาศ อากาศที่ ถูกบีบอัดจะถูกบังคับให้เข้าไปในห้องเผาไหม้ 2) ห้องเผาไหม้ (Combustor) ในห้องเผาไหม้ อากาศจะถูกผสมกับเชื้อเพลิงแล้วจุดติดไฟ มีหัวฉีด มากถึง 20 หัวที่ฉีดเชื้อเพลิงเข้าไปในกระแสอากาศ ส่วนผสมของอากาศ และเชื้อเพลิงจะติดไฟ สร้างกระแส อากาศที่มีอุณหภูมิสูง และพลังงานสูง เชื้อเพลิงเผาไหม้กับออกซิเจนในอากาศที่ถูกอัด ทำให้เกิดแก๊สร้อนที่ 14 ขยายตัว ภายในห้องเผาไหม้มักทำจากวัสดุเซรามิกเพื่อให้ทนต่อความร้อน อุณหภูมิสามารถสูงถึง 2,700°F (1,482°C) 3) พัดลม (Fan) พัดลมเป็นส่วนประกอบในเครื่องยนต์เทอร์โบแฟน พัดลมขนาดใหญ่ที่หมุนด้วย ความเร็วสูงจะดูดอากาศเข้ามาในปริมาณมาก ใบพัดส่วนใหญ่ทำจากไทเทเนียม พัดลมจะเร่งความเร็วของ อากาศ และแบ่งออกเป็นสองส่วน ส่วนหนึ่งจะไหลผ่านแกนกลาง ของเครื่องยนต์ ส่วนที่สอง จะไหลผ่านท่อที่ ล้อมรอบแกนกลางไปยังด้านหลังของเครื่องยนต์ ซึ่งจะสร้างแรงขับที่ผลักเครื่องบินไปข้างหน้า 4) เทอร์ไบน์ (Turbine) กระแสอากาศที่มีพลังงานสูงที่ออกมาจากห้องเผาไหม้จะเข้าสู่เทอร์ไบน์ ทำ ให้กังหันหมุน กังหันเชื่อมต่อด้วยเพลากับใบพัดในคอมเพรสเซอร์ และพัดลมด้านหน้า การหมุนนี้ใช้พลังงาน บางส่วนจากกระแสที่มีพลังงานสูงเพื่อขับเคลื่อนพัดลม และคอมเพรสเซอร์ 5) ท่อพ่น (Nozzle) ท่อพ่นเป็นท่อไอเสียของเครื่องยนต์ เป็นส่วนของเครื่องยนต์ที่สร้างแรงขับให้กับ เครื่องบินจริง ๆ กระแสอากาศที่หมดพลังงานที่ผ่านกังหัน รวมกับอากาศเย็นกว่าที่บายพาสแกนกลางของ เครื่องยนต์ จะสร้างแรงเมื่อออกจากท่อพ่นที่ทำหน้าที่ผลักเครื่องยนต์ และเครื่องบินไปข้างหน้า การรวมกัน ของอากาศร้อน และอากาศเย็นจะถูกขับออก และสร้างไอเสียซึ่งเป็นสาเหตุของแรงขับไปข้างหน้า [37] รูปที่ 2.11 รูปภาพส่วนประกอบเครือ่ งยนต์เทอร์ไบน์ (ที่มา: https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/UEET/StudentSite/engines.html) 2.3.5 การวัดค่าต่าง ๆ จากเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ 1) การวัดแรงขับของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์อาศัยหลักการของกฎข้อที่สามของนิวตัน โดยแรงขับ (F) สามารถคำนวณได้จากสมการที่ 2.2 [38] การวัดแรงขับใช้พารามิเตอร์ทดแทนเช่น Engine Pressure Ratio (EPR) ซึ่งเป็นอัตราส่วนของความดันที่ออกจากกังหันต่อความดันที่เข้าสู่คอมเพรสเซอร์ [39] หรือ ความเร็วรอบ N1 (ความเร็วรอบของคอมเพรสเซอร์ความดันต่ำ) ซึ่งสัมพันธ์โดยตรงกับแรงขับ [40] 𝑇ℎ𝑟𝑢𝑠𝑡 = 𝑚̇ × (𝑉𝑜 − 𝑉𝑖 ) (2.2) โดย ṁ = อัตราการไหลของมวล (kg/s) V© = ความเร็วของอากาศบริเวณทางเข้า (m/s) Vo = ความเร็วของอากาศบริเวญทางออก (m/s) 15 2) การวัดอุณหภูมิ (Temperature Measurement) การวัดอุณหภูมิในเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ใช้ เทอร์โมคัปเปิลเป็นหลัก โดยทั่วไปใช้เทอร์โมคัปเปิล Type K (Chromel-Alumel) สำหรับการวัดอุณหภูมิไอ เสีย (Exhaust Gas Temperature: EGT) ซึ่งติดตั้งในท่อไอเสีย [41] สำหรับการวัดอุณหภูมิในบริเวณที่มี อุณหภูมิสูงมาก (ถึง 2,000 K) เช่น ห้องเผาไหม้ และกังหันความดันสูงใช้เทอร์โมคัปเปิล Type S หรือ Type R ที่สามารถทนอุณหภูมิได้ถึง 1,600°C [42] การวัดอุณหภูมิแบบไม่สัมผัสใช้ไพโรมิเตอร์ (Pyrometer) ที่วัดการ แผ่รังสีแบล็กบอดี้จากพื้นผิวชิ้นส่วน และคำนวณอุณหภูมิจากกฎของเวียน (Wien’s Displacement Law) [43] สำหรับการวัดการกระจายของอุณหภูมิบนใบพัดกังหัน ใช้ Thermographic Phosphors ที่เรืองแสงเมื่อ ได้รับความร้อน และสามารถวัดอุณหภูมิแบบ 2 มิติได้ [44] 2.1) อุณหภูมิของท่อไอเสีย (Exhaust Gas Temperature: EGT) การวัดอุณหภูมิไอเสียใช้ ระบบเทอร์โมคัปเปิลแบบเฉลี่ย (Averaging Circuit) โดยติดตั้งเทอร์โมคัปเปิลหลายตัวรอบ ๆ ท่อไอเสีย เพื่อ วัดอุณหภูมิเฉลี่ยของแก๊สไอเสีย [41] เทอร์โมคัปเปิล Type K (Chromel-Alumel) เป็นที่นิยมใช้เนื่องจากมี ช่วงการทำงาน 0-1,200°C และมีความเสถียรที่ดี การติดตั้งต้องอยู่ในตำแหน่งที่เหมาะสมหลังจากกังหันเพือ่ ให้ แก๊สไอเสียผสมกันดีแล้ว 2.2) อุณหภูมิอากาศที่เข้าห้องเผาไหม้ (Compressor Discharge Temperature: CDT) อุณหภูมิอากาศที่ออกจากคอมเพรสเซอร์ และเข้าสู่ห้องเผาไหม้วัดด้วยเทอร์โมคัปเปิล Type K หรือ RTD (Resistance Temperature Detector) ตำแหน่งการวัดอยู่ที่ทางออกของคอมเพรสเซอร์หรือทางเข้าของห้อง เผาไหม้ [42] อุณหภูมินี้มีความสำคัญต่อการควบคุมอัตราส่วนเชื้อเพลิงต่ออากาศ และประสิทธิภาพการเผา ไหม้ 2.3) อุณหภูมิของอากาศในห้องเผาไหม้ (Combustor Temperature) การวัดอุณหภูมิใน ห้องเผาไหม้เป็นเรื่องท้าทายเนื่องจากอุณหภูมิสูงมาก (593-704°C) [48] ใช้เทอร์โมคัปเปิล Type S หรือ Type R ที่มีฉนวนแร่ธาตุ (Mineral Insulated) เพื่อทนความร้อนสูง การวัดแบบไม่สัมผัสใช้ไพโรมิเตอร์ Fiber Bragg Grating (FBG) sensors ที่ทำจากแซฟไฟร์สามารถทนอุณหภูมิได้ถึง 1,200°C [44] 3) การวัดความดัน (Pressure Measurement) การวัดความดันในเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ใช้ หลักการของหลอดบูร์ดง (Bourdon Tube) และเซ็นเซอร์ความดันแบบไดอะแฟรม [45] การวัด Engine Pressure Ratio (EPR) ใช้ระบบเซ็นเซอร์ดูอัลซิงโครซึง่ เปรียบเทียบความดันรวม (Total Pressure) ที่ออกจาก กังหันกับความดันรวมที่เข้าสู่คอมเพรสเซอร์ [46] ระบบนี้ประกอบด้วยทรานสดิวเซอร์ที่มีดายอะแฟรมหลาย เซลล์ เกียร์เทรน มอเตอร์สองเฟส และซิงโครส่ง ตัวบ่งชี้จะแสดงค่าตั้งแต่ 1.0 ถึง 2.5 EPR units พร้อมการไล่ ระดับ 0.1 EPR และมีสเกลแยกละเอียด 0.01 EPR [47] สำหรับการควบคุมเชื้อเพลิง ใช้เซ็นเซอร์ความดันแบบ TERPS (Trench Etched Resonant Pressure Sensor) ที่ใช้เ ทคโนโลยี Silicon Resonant เพื่อให้ ประสิทธิภาพสูงสุดในสภาพแวดล้อมที่มีอุณหภูมิสูง และการสั่นสะเทือนมาก [48]โดยผู้จัดทำกำหนดจุดวัด ความดันไว้ดังต่อไปนี้ 3.1) ความดันของอากาศที่เข้าห้องเผาไหม้ (Compressor Discharge Pressure: CDP) ความดั น ของอากาศที ่อ อกจากคอมเพรสเซอร์ และเข้ า สู่ ห ้ อ งเผาไหม้ ว ั ด ด้ว ยเซ็ น เซอร์ ค วามดันแบบ 16 Piezoresistive หรือ Capacitive ที่ติดตั้งที่ทางออกของคอมเพรสเซอร์ [45] ความดันนี้มีค่าประมาณ 3-12 เท่าของความดันบรรยากาศ ขึ้นอยู่กับอัตราส่วนการอัด (Compression Ratio) ของเครื่องยนต์ การวัดนี้ สำคัญต่อการคำนวณ EPR และการควบคุมประสิทธิภาพของเครื่องยนต์ 3.2) ความดันในห้องเผาไหม้ (Combustor Pressure) ความดันในห้องเผาไหม้วัดด้วย เซ็นเซอร์ความดันแบบทนความร้อนสูง เนื่องจากต้องทำงานในสภาพแวดล้อมที่มีอุณหภูมิสูง และการเผาไหม้ [46] ใช้ เซ็ นเซอร์แ บบ Metal Diaphragm หรื อ Ceramic Pressure Sensors ที ่ ม ี Temperature Compensation ความดันในห้องเผาไหม้จะลดลงเล็กน้อยจากความดันที่เข้าเนื่องจากการสูญเสียความดันจาก การไหล และการเผาไหม้ 3.3) ความดันของไอเสีย (Exhaust Gas Pressure) ความดันไอเสียวัดที่ทางออกของกังหัน (Turbine Discharge Pressure) ใช้เซ็นเซอร์ความดันแบบ High Temperature ที่สามารถทนความร้อนจาก ไอเสียได้ [47] ความดันนี้ใช้ในการคำนวณ EPR โดยเป็นตัวเศษในอัตราส่วนความดันที่เทอร์ไบน์ต่อความดันที่ คอมเพรสเซอร์ ความดันไอเสียมีค่าใกล้เคียงกับความดันบรรยากาศในเครื่องยนต์ที่มีหัวฉีดแบบ Fixed Area 4) การวัดความเร็วของอากาศในเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์เป็นพารามิเตอร์สำคัญที่ใช้ในการคำนวณ แรงขับ และประสิทธิภาพของเครื่องยนต์ [49] ผู้จัดทำวัดความเร็วอากาศโดยใช้สมการนิวตัน-ลาปลาซ [50] ดังสมการที่ 2.3 การประยุกต์ใช้สมการนี้ช่วยให้วิศวกรสามารถปรับแต่งอัตราส่วนความดัน (pressure ratio) และควบคุมการไหลของอากาศเพื่อเพิ่มประสิทธิภาพการเผาไหม้ในห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ ได้อย่างแม่นยำ [51] นอกจากนี้ การวัดความเร็วอากาศยังช่วยในการออกแบบระบบระบายความร้อน และ การปรับ ปรุง แรงดันย้อ นกลับ (back pressure) ที่เ หมาะสมเพื่อป้องกันปัญ หา surge และ stall ใน คอมเพรสเซอร์ [52] γ-1 2γRT P vo =√ γ-1 t (1-( Pe ) γ ) t (2.3) โดย 𝑣𝑜 = ความเร็วของแก๊สที่ออกจากห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ 𝛾 = อัตราส่วนของความร้อนจำเพาะของแก๊ส (ค่าปกติสำหรับอากาศประมาณ 1.4) 𝑅 = ค่าคงที่ของแก๊ส (สำหรับอากาศ 287 J/kg·K) 𝑇𝑡 = อุณหภูมิสมบูรณ์ของแก๊สที่จุดรวม (K) 𝑃𝑒 = ความดันของแก๊สที่ออกจากห้องเผาไหม้ (Pa) 𝑃𝑡 = ความดันสมบูรณ์ของแก๊สที่จุดรวม (Pa) 17 บทที่ 3 ขั้นตอนการออกแบบ การจัดทำปริญญานิพนธ์การศึกษาเรื่อง การออกแบบ สร้าง และพัฒนาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ ขนาดเล็ก คณะผู้จ ัดทำได้ดำเนินการออกแบบ และพัฒ นาโดยอาศัยหลัก ความรู้ท างวิศวกรรม ทัก ษะ ความสามารถทางเทคนิค และประสบการณ์ที่ได้รับจากการศึกษาเรียนรู้ในหลักสูตร ภายใต้การดูแล และ คำแนะนำจากอาจารย์ที่ปรึกษาอย่างใกล้ชิด คณะผู้จัดทำจึงได้นำเอาองค์ความรู้ ทักษะเทคนิค และแนวทาง การดำเนินงานวิจัยที่ได้รับจากอาจารย์ที่ปรึกษามาปรับใช้ และประยุกต์เป็นกรอบการทำงานที่เป็นระบบ โดย มีขั้นตอนการดำเนินงานครอบคลุมตั้งแต่กระบวนการศึกษาค้นคว้าหลักการพื้นฐาน การทบทวนบทปริทัศน์ วรรณกรรมที่เ กี่ยวข้อง การศึ ก ษาทฤษฎีเ ครื่องยนต์แก๊ส เทอร์ไบน์ ทฤษฎีเ บรย์ตัน หลัก การทำงานของ เครื่องยนต์แก๊สเอทร์ไบน์ และเทคนิคการวัดและเก็บข้อมูลต่าง ๆ เพื่อนำมาประยุกต์ใช้เป็นฐานข้อมูลสำหรับ การวิเ คราะห์ การออกแบบ การสร้าง และการพัฒนาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ให้มีความแม่นยำ และมี ประสิทธิภาพสูงสุด รวมทั้งเพื่อลดความเสี่ยง และข้อผิดพลาดในการสร้างต้นแบบจริง ในการศึกษาครั้งนี้ คณะผู้จัดทำได้มุ่งเน้นแนวทางการออกแบบ สร้าง และพัฒนาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ ไบน์อย่างเป็นระบบ โดยให้ความสำคัญเป็นพิเศษกับการออกแบบห้องเผาไหม้ที่เป็นหัวใจสำคัญของระบบ เพื่อให้เครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์สามารถทำงานได้อย่างมีประสิทธิภาพสูงสุด และมีความเสถียรในการใช้งาน การศึกษานี้จะนำเสนอขั้นตอนการดำเนินงานวิจัยและพัฒนาอย่างครบถ้วน ตั้งแต่การศึกษาค้นคว้าเบื้องต้น การวิเคราะห์ทางทฤษฎี การทดลอง และการทดสอบ การออกแบบชิ้นงานหลัก และชิ้นส่วนประกอบย่อยต่าง ๆ การจำลอง และสร้างแบบจำลองสามมิติด้วยโปรแกรม SOLIDWORKS สำหรับการออกแบบเชิงกลไก (Drawing Design) การประยุกต์ใช้เทคโนโลยีการวิเคราะห์จำลองสถานการณ์ (Simulation Analysis) เพื่อ ทำนาย และประเมินประสิทธิภาพการทำงาน การคำนวณทางอุณหพลศาสตร์ และพลศาสตร์ของไหล รวมไป ถึงการวิเคราะห์ความเค้น และการกระจายอุณหภูมิ นอกจากนี้ คณะผู้จัดทำยังคำนึงถึง และให้ความสำคัญ อย่างยิ่งต่อมาตรการความปลอดภัยในการปฏิบัติงาน โดยได้กำหนดข้อกำหนดความปลอดภัยให้ผู้ปฏิบัติง าน ต้องสวมใส่อุปกรณ์ป้องกันอันตรายส่วนบุคคล (Personal Protective Equipment: PPE) อย่างครบถ้วน เช่น ถุงมือกันความร้อนที่มีมาตรฐานสำหรับป้องกันการสัมผัสกับชิ้นส่วนที่มีอุณหภูมิสูง และเศษโลหะแหลมคม แว่นตานิรภัย เครื่องป้องกันการหายใจ และอุปกรณ์ป้องกันการได้ ยิน เช่น เอียร์ปลั๊กหรือเอียร์มัฟ เพื่อลด ผลกระทบจากระดับเสียงที่เกิดขึ้นจากการทำงานของเครื่องยนต์ 3.1 ความต้องการของโครงงาน 1) ขนาดของชิ้นงานทั้งระบบต้องอยู่ภายในขอบเขต ในตัวเคส 2) เครื่องยนต์สามารถสตาร์ทติด และสามารถทำงานได้อย่างต่อเนื่อง 3) สามารถวัดหาค่าแรงขับ อุณหภูมิ และความดัน 18 3.2 ข้อจำกัดของโครงงาน มีอุณหภูมิในห้องเผาไหม้ไม่เกิน 660-700°C เนื่องจากคณะผู้จัดทำได้เลือกใช้ท่อไอเสียของรถยนต์ซึ่ง ทำด้วยวัสดุเหล็กกล้าไร้สนิม (Stainless steel) เพือ่ ทำห้องเผาไหม้ 3.3 ข้อกำหนด/มาตรฐานการออกแบบชิ้นงาน ในการออกแบบ สร้าง และพัฒนาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ขนาดเล็กนั้น ทางคณะผู้จัดทำได้คำนึงถึง ประสิทธิภาพของเครื่องยนต์ และความปลอดภัยเป็นหลัก จึงต้องปฏิบัติตามข้อกำหนด และมาตรฐานต่าง ๆ โดยทางผู้จัดทำได้อ้างอิงตามข้อกำหนด และมาตรฐานที่ควรพิจรณาดังนี้ 1) ISO 3977 มาตรฐานการออกแบบ และการใช้งานของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ [53] 2) ASME PTC 22 มาตรฐานการทดสอบเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ [54] 3) NFPA 37 มาตรฐานการติดตั้ง และการใช้งานเครื่องยนต์สันดาปภายใน และเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ [55] 3.4 แนวทางการออกแบบชิ้นงาน ในการจัดทำชิ้นงาน ทางผู้จัดทำได้ทำการออกแบบแผนผังระบบการทำงานของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ ไบน์ดังรูปที่ 3.1 รูปที่ 3.1 แผนผังแสดงระบบการทำงานของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ จากแผนภาพทางคณะผู้จัดได้แบ่งระบบการทำงานของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์เป็น 3 หมวดหมู่ ดังนี้ 1) ระบบเชื้อเพลิง (Fuel System) เครื่องยนต์เทอร์ไบน์นี้ใช้ LPG เป็นเชื้อเพลิงหลัก โดยเชื้อเพลิงจะ ถูกเก็บไว้ในถังเชื้อเพลิง และการไหลของเชื้อเพลิงจากถังจะถูกควบคุมโดยวาล์วซึ่งทำหน้าทีเ่ ปิด-ปิด และปรับ อัตราการไหลให้เหมาะสมกับความต้องการของเครื่องยนต์ในแต่ละช่วงการทำงาน ก่อนทีเ่ ชื้อเพลิงจะเข้าสู่ห้อง เผาไหม้ จะมีตัวควบคุมการไหลของอากาศแบบนิวเมติก (Pneumatic Air Flow Regulator) ทำหน้าที่ ควบคุมปริมาณอากาศที่เข้ามาผสมกับเชื้อเพลิง 19 2) ระบบเครือ่ งยนต์ (Engine System) เริ่มต้นจากคอมเพรสเซอร์ซึ่งดูดอากาศจากภายนอกเข้ามา และบีบอัดให้มีความดัน และอุณหภูมสิ ูงขึ้น อากาศความดันสูงนีจ้ ะถูกส่งเข้าสู่ห้องเผาไหม้ซึ่งเป็นจุดที่เชื้อเพลิง และอากาศจากคอมเพรสเซอร์มารวมกัน และถูกจุดติดด้วยระบบจุดระเบิด การเผาไหม้จะสร้างแก๊สร้อนที่มี อุณหภูมิ และความดันสูงมาก แก๊สร้อนนีจ้ ะไหลกลับเข้าสู่กงั หัน และทำให้เกิดการหมุน พลังงานจากการหมุน ของกังหันจะถูกส่งผ่านแกนหมุนกลับไปขับเคลื่อนคอมเพรสเซอร์ให้ทำงานต่อเนื่อง โดยแกนหมุนนี้จะได้รับ การรองรับด้วยแบริง่ ที่ต้องการการหล่อลื่นจากถังน้ำมันอย่างสม่ำเสมอเพื่อลดแรงเสียดทาน และระบายความ ร้อน สุดท้ายแก๊สไอเสียทีผ่ ่านกังหันแล้วจะถูกระบายออกผ่านหัวฉีด (Nozzle) ซึง่ จะเร่งความเร็วของแก๊สไอ เสียก่อนปล่อยสูบ่ รรยากาศ 3) ระบบจุดระเบิด (Ignition System) เป็นการเริ่มต้นกระบวนการเผาไหม้ภายในห้องเผาไหม้ของ เครื่องยนต์เทอร์ไบน์ โดยระบบนี้ประกอบด้วยแหล่งจ่ายไฟ (Power Supply) ซึ่งอาจเป็นแบตเตอรีห่ รือ แหล่งจ่ายไฟภายนอก ที่สง่ กระแสไฟฟ้าไปยังระบบจุดระเบิด (Ignition System) ซึง่ ทำหน้าที่เพิม่ แรงดันไฟฟ้า ให้สูงพอทีจ่ ะสร้างประกายไฟในห้องเผาไหม้ได้ เมือ่ เครื่องยนต์เริ่มสตาร์ท ระบบจุดระเบิดจะสร้างประกายไฟที่ มีอุณหภูมสิ ูงมากเพื่อจุดติดส่วนผสมของเชื้อเพลิง และอากาศในห้องเผาไหม้ หลังจากที่การเผาไหม้เริ่มต้น และเครือ่ งยนต์ทำงานได้อย่างต่อเนื่องแล้ว การเผาไหม้จะดำเนินต่อไปเองโดยอัตโนมัติจากความร้อนทีส่ ะสม อยู่ในห้องเผาไหม้ ทางผู้จัดทำได้ศึกษาแนวทางการออกแบบชิ้นงาน และวิเคราะห์เครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ขนาดเล็ก ต้นแบบ เพื่อให้การดำเนินงานของโครงการบรรลุตามเป้าหมาย และวัตถุประสงค์ที่ วางไว้ การศึกษา วิเคราะห์ ออกแบบชิ้ นส่วนด้วยเทคโนโลยีคอมพิวเตอร์ก่อนผลิต ชิ้นงานจริง การทดสอบเครื่ องยนต์ต้นแบบ จึงมี ความสำคัญและจำเป็นอย่างยิ่ง ทำให้ทราบถึง ข้อบกพร่อง เพื่อนำมาปรับประยุกต์ใช้ในการปรับปรุง แก้ไข และพัฒนาเครื่องยนต์ ดังรูปที่ 3.2 และรูปที่ 3.3 รูปที่ 3.2 ตัวอย่างเครือ่ งยนต์ต้นแบบ ( ที่มา: https://www.youtube.com/watch?v=MgL0GW248mE ) 20 รูปที่ 3.3 ส่วนประกอบของเครื่องยนต์ต้นแบบ (ที่มา : https://www.researchgate.net/figure/The-interior-of-the-GTM-140-turbojet-engine_fig1_292140595) นอกจากนี้ ทางคณะผู้จัดทำยังมีโอกาศได้ไปศึกษาดูงานที่ บริษัท P.S.T Jets จำกัด ซึ่งเป็นบริษัทที่มี ความเชี่ยวชาญโดยตรงในการประกอบกิจการผลิตเครื่องยนต์ไอพ่น และเครื่องยนต์กังหันแก๊สขนาดเล็ก โดย ในการไปศึกษาดูงานนครั้งนี้ทำให้ผู้จัดทำได้เห็นถึงกระบวนการ การทำงาน และส่วนประกอบของเครื่องยนต์ แก๊สเทอร์ไบน์ขนาดเล็ก พร้อมทั้งได้รับคำแนะนำ นอกจากนั้นทางบริษัทยินดีที่จะให้คำปรึก ษาในการพัฒนา ระบบต่าง ๆ ในโครงงานนี้ ดังรูปที่ 3.4 รูปที่ 3.4 ไปศึกษาดูงานที่ บริษัท P.S.T Jets จำกัด 3.5 การคำนวณค่าทางทฤษฎี ในการศึกษา และพัฒนาเครื่องยนต์ แก๊สเทอร์ไบน์ ทางคณะผู้จัดทำได้อ้างอิงสมการและตัวอย่ าง เครื่องยนต์ที่สามารถใช้งานได้จริง จากหนังสือ “Model Jet Engines”[56] ในการคำนวณค่าที่จำเป็นต่อการ ออกแบบ พัฒนา และเปรียบเทียบเพื่อให้เครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์สามารถทำงานได้อย่างมีประสิทธิภาพมาก ขึ้น โดยแบ่งการคำนวณเป็น 4 ส่วนหลักดังนี้ 1) ใบพัดคอมเพรสเซอร์ (Compressor) 2) ชุดแปลงความดัน (Diffuser) 3) ใบพัดเทอร์ไบน์ (Turbine) 4) พื้นที่ห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) 21 โดยกำหนดให้มีเงือ่ นไขดังนี้ - ค่าความร้อนจำเพาะ (Cp ) = 1,000 J/kgK - ค่าอุณหภูมิทางเข้า (T1 ) = 303.15 K - ความดันบรรยากาศ (P0 ) = 101,325 Pa - ค่าคงที่ของอากาศ © = 287 J/KgK 3.5.1 การคำนวณใบพัดคอมเพรสเซอร์ (Compressor) ในการคำนวณหาค่าต่าง ๆ ของระบบคอมเพรสเซอร์เพื่อเปรียบเทียบ จำเป็นต้องรู้ลักษณะและขนาด ของใบพัดคอมเพรสเซอร์ของเครื่องยนต์ตัวต้นแบบซึ่งเป็นใบพัดเทอร์โบรุ่น GT2556 ดังรูปที่ 3.5 รูปที่ 3.5 ลักษณะและขนาดใบพัดรุ่น GT2556 - มีขนาดเส้นผ่านศูนย์กลางที่ทางเข้า (D1 ) = 39 mm หรือ 0.039 m - มีขนาดเส้นผ่านศูนย์กลางที่ทางออก (D2 ) - ความสูงของใบครีบ (h) - มุมปลายใบพัด = 54 mm หรือ 0.054 m = 6.4 mm = 46.4° 22 โดยมีกราฟลักษณะของ Compressor map ดังรูปที่ 3.6 โดยอ้างอิงจากเทอร์โบรุ่น GT2860RS ซึ่งมี ลักษณะของกราฟใกล้เคียงกับเทอร์โบรุ่น GT2556 (เทอร์โบรุ่น GT2556 ไม่มีเอกสารเผยแพร่สาธารณะ) รูปที่ 3.6 กราฟแสดง Compressor map ของเทอร์โบรุ่น GT2860RS ( ที่มา : https://www.garrettmotion.com/wp-content/uploads/2022/06/GT2860RS-Comp-Map-Kg-Sec-scaled.jpg ) จากรูปที่ 3.6 จะสามารถตั้งสมมุติฐานจากกราฟ เพื่อใช้ในการคำนวณดังนี้ - ความเร็วรอบการทำงานของใบพัด (n) ประสิทธิภาพของใบพัดคอมเพรสเซอร์ (𝜂𝑐𝑜𝑚 ) อัตราการไหลของมวล (𝑚̇) อัตราส่วนความดันของคอมเพรสเซอร์ () = 85,000 รอบต่อนาที = 70 % = 0.16 kg/s = 1.47 สำหรับการคำนวณเครื่องยนต์ตัวอย่าง มี ข้อมูลที่อ้างอิงที่วัดได้จากการทดลอง ซึ่งมี ความเร็วรอบ 56,000 รอบต่อนาที ความดันภายในเครื่องยนต์ อยู่ที่ 24,000 Pa ขนาดใบพัด 56 mm และมีกราฟลักษณะ ของ Compressor map ดังรูปที่ 3.7 23 รูปที่ 3.7 Compressor map ของคอมเพรสเซอร์ตัวอย่าง ( ที่มา : https://www.garrettmotion.com/wp-content/uploads/2022/06/GTX3582R-G2-Comp-Map-Kg-Sec-scaled.jpg ) สมการที่ 3.1 แสดงวิธีการคำนวณเอนทาลปีที่เพิม่ ขึ้นเมือ่ ออกจากคอมเพรสเซอร์[56]ของเครื่องยนต์ ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบ ∆h = T×Cp ×(Π0.286 -1) โดย ∆ℎ คือ เอนทาลปีที่เพิ่มขึ้น (J/kg) 𝑇 คือ อุณหภูมิทางเข้า (K) 𝐶𝑝 คือ ค่าความร้อนจำเพาะของอากาศ (J/kg•K) Π คือ อัตราส่วนความดันของคอมเพรสเซอร์ จากสมการ (3.1) ∆h = 303.15×1,000×(1.470.286 -1) ∆h = 35312.32258 J/kg 24 (3.1) เมื่อนำค่าที่กำหนดข้างต้นไปแทนในสมการที่ 3.1 แล้ว เมื่อออกจากคอมเพรสเซอร์ของเครื่องยนต์ ตัวอย่างขณะที่มีอัตราส่วนความดันของคอมเพรสเซอร์อยู่ที่ 1.24 จะได้ค่าเอนทาลปีที่เพิ่มขึ้น 19,236 J/kg และเครื่องยนต์ต้นแบบจะได้ค่าเอนทาลปีที่เพิ่มขึ้น 35312.32258 J/kg ในสมการที่ 3.2 จะแสดงวิธีการคำนวณสำหรับหากำลังของคอมเพรสเซอร์ [56] จากกราฟ ดังรูปที่ 3.6 Compressor map เครื่องยนต์ต้นแบบ จะเห็นได้ว่าค่าประสิทธิภาพของใบพัดคอมเพรสเซอร์ มีค่าอยู่ ในช่วงประมาณ 0.65 – 0.78 เช่นเดียวกับกราฟ Compressor map เครื่องยนต์ตัวอย่าง จากรูปที่ 3.7 ∆h (3.2) P = ṁ× η com โดย 𝑃 คือ กำลัง (W) 𝑚̇ คือ อัตราการไหลของมวลอากาศ (kg/s) ∆ℎ คือ เอนทาลปีที่เพิ่มขึ้น (J/kg•K) 𝜂𝑐𝑜𝑚 คือ ประสิทธิภาพของใบพัดคอมเพรสเซอร์ จากสมการ (3.2) 35312.32258 0.7 P = 0.16× P = 8071.38801 W เมื่อนำค่า ที่ได้จ ากสมการที่ 3.1 มาคำนวณหากำลัง ของคอมเพรสเซอร์ เ ครื่องยนต์ตั วอย่ า งที่ มีอัตราการไหลของมวลอากาศอยู่ที่ 0.198 kg/s และประสิทธิภาพของใบพัดคอมเพรสเซอร์อยู่ที่ 65% จะได้ กำลังอยู่ที่ 4,103.68 Watt และเครื่องยนต์ต้นแบบจะได้กำลัง 8071.38801 Watt สำหรับอุณหภูมิที่เปลี่ยนแปลงเมื่อออกจากคอมเพรสเซอร์ สามารถหาค่าได้จากสมการที่ 3.3[56] ∆h ∆T= C ×η p com =η T com ×(Π0.286 -1) โดย ∆𝑇 คือ อุณหภูมิที่เปลี่ยนแปลงไปเมื่ออกจากคอมเพรสเซอร์ (K) ∆ℎ คือ เอนทาลปีที่เพิ่มขึ้น (J/kg) 25 (3.3) 𝑇 คือ อุณหภูมิทางเข้า (K) 𝐶𝑝 คือ ค่าความร้อนจำเพาะของอากาศ (J/kg•K) 𝜂𝑐𝑜𝑚 คือ ประสิทธิภาพของใบพัดคอมเพรสเซอร์เทอร์โบชาร์จเจอร์ 𝛱 คือ อัตราส่วนความดันคอมเพรสเซอร์ จากสมการ (3.3) ∆T= 35312.32258 1,000×0.7 ∆T= 50.446 K เมื่อนำค่าที่ได้จากสมการที่ 3.1 มาคำนวณหาอุณหภูมิที่เปลี่ยนแปลงไปเมื่อออกจากคอมเพรสเซอร์ เครื่องยนต์ตัวอย่างจะมีอุณหภูมิทเี่ ปลีย่ นแปลงไปอยู่ที่ 25.65 K และสำหรับเครือ่ งยนต์ต้นแบบจะเปลี่ยนแปลง ไป 50.446 K สำหรับการคำนวณความเร็วที่ทางออกคอมเพรสเซอร์ สามารถหาค่าได้จากสมการที่ 3.4[56] u= n × d2 ×π 60 (3.4) โดย 𝑢 คือ ความเร็วรอบนอกใบพัดคอมเพรสเซอร์ (m/s) 𝑛 คือ ความเร็วรอบ (rev/min) 𝑑2 คือ เส้นผ่านศูนนย์กลางที่ทางออกคอมเพรสเซอร์ (m) จากสมการ (3.4) u= 85,000 × 0.056×π 60 u= 249.23 m/s เมื่อนำค่าความเร็วรอบ และเส้นผ่านศูนย์กลาง ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบมา แทนค่าในสมการจะได้ความเร็วที่ทางออกคอมเพรสเซอร์ อยู่ที่ 193.424 m/s และ 249.23 m/s ตามลำดับ สำหรับการคำนวณค่าความดันภายในใบพัดคอมเพรสเซอร์ สามารถหาค่าได้จากสมการที่ 3.5[56] 26 ψ= 2×Cp ×T×(Π 0.286 -1) u2 2 (3.5) โดย 𝜓 คือ ความดันภายในใบคอมเพรสเซอร์ 𝐶𝑝 คือ ค่าความร้อนจำเพาะของอากาศ (J/kg•K) 𝑢2 คือ ความเร็วรอบนอกใบพัดคอมเพรสเซอร์ (m/s) 𝛱 คือ อัตราส่วนความดันคอมเพรสเซอร์ 𝑇 คือ อุณหภูมิทางเข้า (K) จากสมการ (3.5) 2×1,000×303.15×(1.470.286 -1) ψ= 249.232 ψ = 1.136 เมื่อนำค่าความเร็วรอบที่ทางออกคอมเพรสเซอร์จากสมการที่ 3.4 มาแทนค่าลงใน 𝑢2 และค่าของตัว แปรอื่นๆ จะได้ความดันภายในใบคอมเพรสเซอร์ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบอยู่ที่ 1.03 และ 1.136 ตามลำดับ สำหรับการคำนวณความเร็วที่ปลายใบพัดคอมเพรสเซอร์ สามารถหาค่าได้จากสมการที่ 3.6[56] 2×Cp ×T×(Π 0.286 -1) u= √ ψ โดย 𝑢 คือ ความเร็วรอบนอกใบพัดคอมเพรสเซอร์ (m/s) 𝐶𝑝 คือ ค่าความร้อนจำเพาะของอากาศ (J/kg•K) 𝛱 คือ อัตราส่วนความดันคอมเพรสเซอร์ 𝑇 คือ อุณหภูมิทางเข้า (K) 𝜓 คือ ความดันภายในใบคอมเพรสเซอร์ 27 (3.6) จากสมการ (3.6) 2×1,000×303.15×(1.470.286 -1) 1.136 u= √ 70624.64515 1.136 u= √ u= 249.247 𝑚/𝑠 เมื่อนำค่าจากสมการที่ 3.5 และค่าอื่น ๆ มาแทนในสมการที่ 3.6 จะได้ค่าความเร็วที่ทางออกของ คอมเพรสเซอร์ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง อยู่ที่ 343.23 m/s และเครื่องยนต์ต้นแบบอยู่ที่ 249.247 m/s สำหรับการคำนวณความเร็วรอบของคอมเพรสเซอร์นนั้ สามารถหาค่าได้จากสมการที่ 3.7[56] u × 60 n= d ×π 2 (3.7) โดย 𝑛 คือ ความเร็วรอบ (rev/min) 𝑑2 คือ เส้นผ่านศูนนย์กลางที่ทางออกคอมเพรสเซอร์ (m) 𝑢 คือ ความเร็วรอบนอกใบพัดคอมเพรสเซอร์ (m/s) จากสมการ (3.7) n= 249.247 × 60 0.0687×π n= 69290.641 rev/min เมื่อนำความเร็วรอบนอกใบพัดคอมเพรสเซอร์จากสมการที่ 3.6 มาคำนวณจะได้ความเร็วรอบใหม่ของ เครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบอยู่ที่ 99,373.04 rev/min และ 69290.641 rev/min ตามลำดับ สำหรับการคำนวณงานที่ได้ของคอมเพรสเซอร์(กรณีทสี่ มมติให้ใบพัดหมุนด้วยความเร็วคงที่) สามารถ หาค่าได้จากสมการที่ 3.8[56] Yth =u2 2 โดย 𝑌𝑡ℎ คือ งาน (J) 28 (3.8) 𝑢2 คือ ความเร็วที่ทางออกคอมเพรสเซอร์ (m/s) จากสมการ (3.8) Yth =249.2472 Yth =62124.06701 J เมื่อนำความเร็วรอบนอกใบพัดคอมเพรสเซอร์จากสมการที่ 3.6 มาแทนค่าในสมการที่ 3.8 จะได้งาน ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบอยู่ที่ 99,373.04 J และ 62124.06 J ตามลำดับ 3.5.2 การคำนวณชุดแปลงความดัน (Diffuser) ในการออกแบบชุดแปลงความดันผู้จัดทำได้เลือกใช้ชุดแปลงความดันประเภทแบบมีใบนำ(Bladed diffuser) เนื่องจากสามารถควบคุมทิศทางการไหลของอากาศได้ดี และมีประสิทธิภาพสูง โดยได้กำหนดขนาด ความสูงของช่องดิฟฟิวเซอร์อยู่ที่ 6 mm ซึ่งมีขนาดเท่ากับความสูงฐานใบครีบของใบพัดคอมเพรสเซอร์ของ เครื่องยนต์ต้นแบบ ในขณะที่เครื่องยนต์ตัวอย่างจะอยู่ที่ 5 mm โดยกำหนดสมมติฐานค่าที่ใช้ในการคำนวณสำหรับดิฟฟิวเซอร์โดยอ้างอิงจากการคำนวณในส่วนของ ระบบอัดอากาศ และกราฟ Compressor map ดังรูปที่ 3.6 และ 3.7 ดังนี้ สำหรับเครื่องยนต์ตัวอย่าง - ความเร็วรอบการทำงานของใบพัด (n) ประสิทธิภาพของใบพัดคอมเพรสเซอร์ (𝜂𝑐𝑜𝑚 ) อัตราการไหลของมวล (𝑚̇) อัตราส่วนความดันของคอมเพรสเซอร์ (P𝑐𝑜𝑚 )) มุมปลายใบพัด จำนวนครีบ = 100,000 รอบต่อนาที = 75% = 0.16 kg/s = 1.88 = 65° = 12 ใบ สำหรับเครื่องยนต์ต้นแบบ - ความเร็วรอบการทำงานของใบพัด (n) ประสิทธิภาพของใบพัดคอมเพรสเซอร์ (𝜂𝑐𝑜𝑚 ) อัตราการไหลของมวล (𝑚̇) อัตราส่วนความดันของคอมเพรสเซอร์ (P𝑐𝑜𝑚 ) 29 = 111,934 รอบต่อนาที = 70% = 0.2 kg/s = 1.75 ในการคำนวณเพื่อให้ได้ภาพรวมของสภาวะการไหลของอากาศ จากคอมเพรสเซอร์สู่ดิฟฟิวเซอร์ จำเป็นต้องคำนวณผลกระทบของการอัดอากาศด้วย โดยจะตั้งสมมติฐานว่า ความดันที่เกิดขึ้นครึ่งหนึ่งสูญเสีย ไปที่คอมเพรสเซอร์แล้ว จึงสามารถคำนวณหาอัตราส่วนความดันใหม่ได้จากสมการที่ 3.9[56] (3.9) √Pcom =Pdiff จากสมการ (3.9) √1.75=1.322 ดังนั้นจะได้อัตราส่วนความดันใหม่สำหรับเครื่องยนต์ตัวอย่างอยู่ที่ 1.37 และเครือ่ งยนต์ต้นแบบอยู่ที่ 1.322 เพื่อใช้ในการคำนวณหาค่าต่างๆ ของดิฟฟิวเซอร์ต่อไป สำหรับอุณหภูมิที่เปลี่ยนแปลงเมื่อออกจากดิฟฟิวเซอร์ สามารถหาค่าได้จากสมการที่ 3.10[56] ∆T= η T com ×(Π0.286 -1) (3.10) โดย ∆𝑇 คือ อุณหภูมิที่เปลี่ยนแปลงไปเมื่ออกจากคอมเพรสเซอร์ (K) 𝑇 คือ อุณหภูมิทางเข้า (K) 𝜂𝑐𝑜𝑚 คือ ประสิทธิภาพของใบพัดคอมเพรสเซอร์เทอร์โบชาร์จเจอร์ 𝛱 คือ อัตราส่วนความดันคอมเพรสเซอร์ จากสมการ (3.10) 303.15 ∆T= 0.7 ×(1.3220.286 -1) ∆T=35.99 K เมื่อนำค่าที่ได้จากสมการที่ 3.9 มาคำนวณหาอุณหภูมิที่เปลี่ยนแปลงไปเมื่อออกจากคอมเพรสเซอร์ เครื่องยนต์ตัวอย่างจะมีอุณหภูมิที่เปลี่ยนแปลงไปอยู่ที่ 38.7 K และสำหรับเครื่องยนต์ต้นแบบจะเปลีย่ นแปลง ไป 35.99 K หมายความว่าอุณหภูมิจะเปลี่ยนจาก 303.15 K เป็น 341.85 K และ 339.14 K ตามลำดับหลัง ออกจากดิฟฟิวเซอร์ 30 ในการคำนวณความหนาแน่นของอากาศที่เพิ่มขึ้นเนื่องจากผลของชุดแปลงความดันสามารถหาค่าได้ จากสมการที่ 3.11[56] 𝜌= 𝑃𝛱 (3.11) 𝑇𝑅 โดย 𝜌 คือ ความหนาแน่นของแก๊สที่เพิ่มขึ้น (kg/m3) 𝑃 คือ ความดันบรรยากาศ (Pa) 𝑇 คือ อุณหภูมิหลังออกจาก Diffuser (K) 𝑅 คือ ค่าคงที่ของแก๊ส (J/kgK) 𝛱 คือ อัตราส่วนความดันคอมเพรสเซอร์ จากสมการ (3.11) 𝜌= (101,325)(1.322) (339.14)(287) 𝜌 = 1.376 𝑘𝑔/𝑚3 เมื่อนำอุณหภูมิที่เปลี่ยนแปลงหลังออกจากดิฟฟิวเซอร์มาแทนในสมการที่ 3.11 จะได้ความหนาแน่น ของแก๊สที่เพิ่มขึ้นหลังออกจากดิฟฟิวเซอร์ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบเท่ากับ 1.41 kg/m3 และ 1.821 kg/m3 ตามลำดับ ในการคำนวณความเร็วรัศมีที่ปลายใบของใบพัดคอมเพลสเซอร์สามารถหาได้จากสมการที่ 3.12[56] ṁ Cm = ρπd h 2 โดย 𝐶𝑚 คือ ความเร็วในแนวรัศมี (m/s) 𝑚̇ คือ อัตาการไหลของมวลอากาศ (kg/s) ℎ คือ ความสูของใบพัดที่ทางออกคอมเพลสเซอร์ (m) 𝑑2 คือ เส้นผ่านศูนย์กลางของคอมเพลสเซอร์ (m) 31 (3.12) 𝜌 คือ ความหนาแน่นของแก๊สที่เพิ่มขึ้น (kg/m3) จากสมการ (3.12) ṁ Cm = ρπd h 2 เมื่อนำความหนาแน่นของอากาศที่เพิ่มขึ้นเนื่องจากผลของชุดแปลงความดันที่คำนวณมาจากสมการที่ 3.11 มาแทนในสมการที่ 3.12 จะได้ความเร็วรัศมีที่ปลายใบของใบพัดคอมเพลสเซอร์ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบเท่ากับ 109.51 m/s และ 129.090 m/s ตามลำดับ ในการคำนวณความเร็วที่ปลายใบพัดคอมเพรสเซอร์ได้จากสมการที่ 3.13 𝑢2 = 𝑛 × 𝑑2 ×𝜋 60 (3.13) โดย 𝑢2 คือ ความเร็วรอบนอกใบพัดคอมเพรสเซอร์ (m/s) 𝑛 คือ ความเร็วรอบของเครื่องยนต์ (rev/min) 𝑑2 คือ เส้นผ่านศูนนย์กลางที่ทางออกคอมเพรสเซอร์ (m) จากสมการ (3.13) 𝑢2 = 111,934 × 0.056×𝜋 60 𝑢2 = 328.207 𝑚/𝑠 เมื่อนำค่าความเร็วรอบ และเส้นผ่านศูนย์กลาง ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบมา แทนค่าในสมการจะได้ความเร็วที่ทางออกคอมเพรสเซอร์ อยู่ที่ 345.58 m/s และ 328.207 m/s ตามลำดับใน การคำนวณมุมที่อากาศไหลออกจากใบพัดคอมเพลสเซอร์ สามารถหาได้จากสมการที่ 3.14 และ สมการที่ 3.15[56] C m ) Cu=u2 - (tan (β ) 2 C (3.14) (3.15) tan (α) = Cm u โดย 𝐶𝑢 คือ ความเร็วการไหลของอากาศในภาพรวม (m/s) 32 𝐶𝑚 คือ ความเร็วรัศมีที่ปลายใบพัดคอมเพลสเซอร์ (m/s) 𝑢2 คือ ความเร็วเส้นรอบวงที่ปลายใบพัดคอมเพลสเซอร์ (m/s) 𝛽2 คือ มุมที่ปลายใบพัดคอมเพลสเซอร์ (Degree) 𝛼 คือ มุมการไหลของอากาศทีท่ างออกของใบพัดคอมเพลสเซอร์ (Degree) เมื่อนำค่าที่คำนวณมาจากสมการที่ 3.12 และสมการที่ 3.13 มาแทนในสมการที่ 3.14 จะได้ความเร็ว การไหลของอากาศในภาพรวมของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบเท่ากับ 294.51 m/s และ 249.88 m/s ตามลำดับ จากนั้นนำค่าความเร็วการไหลของอากาศในภาพรวมจากสมการที่ 3.14 มาแทนใน สมการที่ 3.15 เพื่อ หามุมการไหลของอากาศที่ทางออกของใบพัดคอมเพลสเซอร์ จะได้มุม ของเครื่องยนต์ ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบเท่ากับ 20.4° และ 24.37° 3.5.3 การคำนวณระบบใบพัดเทอร์ไบน์ (Turbine) ในการคำนวณหาค่าต่าง ๆ ในระบบใบพัดเทอร์ไบน์ จะตั้งสมมติ ฐานให้ห้องเผาไหม้ระบายแก๊สที่ อุณหภูมิ 923 K เหมือนกับเครื่องยนต์ตัวอย่าง โดยมีข้อกำหนดคือ ชุดกัง หันจะต้องลดอุณหภูมิ ของแก๊ส หลังจากการเผาไหม้ได้ 100°C หรือ 100 K และมีข้อมูลต่อไปนี้ สำหรับเครื่องยนต์ตัวอย่าง - ความเร็วรอบการทำงานของใบพัด (n) - อัตราการไหลของมวล (𝑚̇) - อัตราส่วนความดัน () - เส้นผ่านศูนย์กลางภายนอกของใบพัดเทอร์ไบน์ (da) - เส้นผ่านศูนย์กลางภายในของใบพัดเทอร์ไบน์ (dm) สำหรับเครื่องยนต์ต้นแบบ - ความเร็วรอบการทำงานของใบพัด (n) - อัตราการไหลของมวล (𝑚̇) - อัตราส่วนความดันของคอมเพรสเซอร์ () - เส้นผ่านศูนย์กลางภายนอกของใบพัดเทอร์ไบน์ (da) - เส้นผ่านศูนย์กลางภายในของใบพัดเทอร์ไบน์ (dm) 33 = 100,000 รอบต่อนาที = 0.18 kg/s = 1.9 = 0.066 m = 0.0453 m = 111,934 รอบต่อนาที = 0.2 kg/s = 1.6 = 0.054 m = 0.0505 m อัตราส่วนความดันจะลดลงจากแรงเสียดทานในห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ ต้นแบบจะลดลง 4% จากการเสียดทานภายในห้องเผาไหม้ ทำให้อัตราส่วนความดันก่อนเข้าเทอร์ไบน์มีค่า เท่ากับ 1.75 และ 1.71 ตามลำดับ สมการที่ 3.16 แสดงวิธีการคำนวณหาค่าความร้อนทีล่ ดลงหลังออกจากห้องเผาไหม้[56]ของ เครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบ ∆h = T×Cp ×(1-Π-0.286 ) (3.16) โดย ∆ℎ คือ ค่าความร้อนที่ลดลง (J/kg) 𝑇 คือ อุณหภูมิของอากาศที่มาจากห้องเผาไหม้ (K) 𝐶𝑝 คือ ค่าความร้อนจำเพาะของอากาศ (J/kgK) Π คือ อัตราส่วนความดันของก่อนเข้าชุดกังหัน จากสมการ (3.16) ∆h = 923×1,000×(1-1.71-0.286 ) ∆h = 131,292.4 J/kg เมื่อนำค่าที่กำหนดข้างต้นไปแทนในสมการที่ 3.16 แล้ว จะทำให้ทราบได้ว่าค่าความร้อนที่ลดลงหลัง ออกจากห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบอยู่ที่ 160,348.88 J/kg และ 131,292.4 J/kg เพื่อให้การคำนวณพลังงานและมุมการไหลในเทอร์ไบน์ง่ายขึ้น โดยยังให้ผลใกล้เคียงความจริงในเทอร์ ไบน์แบบรัศมี (radial turbine) โดยจะสมมติให้ปฏิกิริยาความร้อนลดลงครึ่งหนึ่ง ทำให้ค่าความร้อนจะอยู่ที่ 80,174.44 J/kg และ 65,646.2 J/kg ตามลำดับ สามารถหาความเร็วของอากาศที่เทอร์ไบน์ได้จากสมการที่ 3.17 C= 0.95×√2×Aim a reaction 0.5 โดย 𝐶 คือ ความเร็วของอากาศ (m/s) จากสมการ (3.17) 34 (3.17) C=0.95×√2×65646.2 C= 344.22 m/s เมื่อนำค่าความร้อนที่ลดลงมาแทนในสมการที่ 3.17 จะได้ความเร็วของอากาศของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครือ่ งยนต์ต้นแบบอยู่ที่ 380.41 m/s และ 344.22 m/s ตามลำดับ สามารถคำนวณอุณหภูมิทเี่ ปลี่ยนแปลงจากค่าความร้อนที่ลดลง ได้จากสมการที่ 3.18 ∆h ∆T= ηturbine × C p (3.18) โดย ∆ℎ คือ ค่าความร้อนที่ลดลง (J/kg) ∆𝑇 คือ อุณหภูมิที่ลดลง (K) 𝜂𝑡𝑢𝑟𝑏𝑖𝑛𝑒 คือ ประสิทธิภาพของใบพัดเทอร์ไบน์ 𝐶𝑝 คือ ความจุความร้อนจำเพาะของอากาศ (J/kgK) จากสมการ (3.18) ∆T = 0.7× 131,292.4 1,100 ∆T = 83.549 K เมื่อนำค่าความร้อนที่ลดลงจากสมการที่ 3.16 มาแทนในสมการที่ 3.18 จะสามารถหาค่าอุณหภูมิที่ เปลี่ยนแปลงไปของอากาศ หลังออกจากห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครือ่ งยนต์ต้นแบบอยู่ที่ 54.66 K และ 83.549 K ตามลำดับ และสามารถหาอุณหภูมิระหว่างชุดแปลงความดัน (Diffuser) กับเทอร์ ไบน์โรเตอร์ได้ดังสมการ 3.19 TD-T = T3 -∆T โดย 𝑇3 คือ อุณหภูมิของอากาศที่ออกจากห้องเผาไหม้ (K) ∆𝑇 คือ อุณหภูมิที่เปลี่ยนแปลงจากค่าความร้อนทีล่ ดลง (K) 𝑇𝐷−𝑇 คือ อุณหภูมิระหว่าง Diffuser และTurbine Rotor (K) 35 (3.19) จากสมการ (3.19) TD-T = 923-83.549 TD-T = 839.451 K เมื่อนำค่าอุณหภูมทิ ี่เปลี่ยนแปลงไปจากสมการที่ 3.18 มาแทนในสมการที่ 3.19 จะได้อุณหภูมิ ระหว่าง Diffuser และ Turbine Rotor ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครือ่ งยนต์ต้นแบบอยู่ที่ 868.34 K และ 839.451 K ตามลำดับ สามารถคำนวณหาค่าความหนาแน่นของแก๊สที่อุณหภูมิระหว่าง Diffuser และ Turbine Rotor ได้ดัง สมการที่ 3.20 √Π×P D-T ×R) (3.20) ρ= (T โดย √𝛱 คือ อัตราส่วนความดัน 𝜌 คือ ค่าความหนาแน่นของแก๊สที่ทางออกของเทอร์ไบน์ (kg/m3) 𝑃 คือ ความดันบรรยากาศ (Pa) 𝑇𝐷−𝑇 คือ อุณหภูมิระหว่าง Diffuser และTurbine Rotor (K) 𝑅 คือ ค่าคงที่ของแก๊ส (J/kgK) จากสมการ (3.20) √1.71×101,325 ρ= (839.451×287) ρ=0.549 kg/𝑚3 เมื่อนำค่ามาแทนในสมการจะได้ ค่าความหนาแน่นของแก๊สที่ทางออกของเทอร์ไบน์ของเครื่องยนต์ ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบอยู่ที่ 0.55 kg/m3 และ 0.549 kg/m3 ตามลำดับ และทีท่ างออกของเทอร์ ไบน์ อุณหภูมิจะลดลงไปอีก โดยสามารถคำนวณได้จากสมการที่ 3.21 (3.21) Toutflow =TD-T -∆T โดย 36 𝑇𝐷−𝑇 คือ อุณหภูมิระหว่าง Diffuser และTurbine Rotor (K) ∆𝑇 คือ อุณหภูมิที่เปลี่ยนแปลงจากค่าความร้อนทีล่ ดลง (K) 𝑇𝑜𝑢𝑡𝑓𝑙𝑜𝑤 คือ อุณหภูมิที่ทางออกเทอร์ไบน์ (K) จากสมการ (3.21) Toutflow = 839.451-83.549 Toutflow = 755.902 K เมื่อนำค่าอุณหภูมทิ ี่เปลี่ยนแปลงไปจากสมการที่ 3.19 มาแทนในสมการที่ 3.21 จะได้อุณหภูมทิ ี่ ทางออกเทอร์ไบน์ของเครือ่ งยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ตน้ แบบอยู่ที่ 819.67 K และ 755.902 K ตามลำดับ สามารถคำนวณหาค่าความหนาแน่นของแก๊สไอเสีย ได้จากสมการที่ 3.22 ρ= (T P outflow ×R) (3.22) โดย 𝑃 คือ ความดันบรรยากาศ (Pa) 𝜌 คือ ค่าความหนาแน่นของแก๊สที่ทางออกของใบพัด (kg/m3) 𝑇𝑜𝑢𝑡𝑓𝑙𝑜𝑤 คือ อุณหภูมิที่ทางออกเทอร์ไบน์ (K) 𝑅 คือ ค่าคงที่ของแก๊ส (J/kgK) จากสมการ (3.22) 101325 ρ= (755.902×287) ρ=0.467 kg/𝑚3 เมื่อนำค่ามาแทนในสมการ 3.22 จะสามารถคำนวณหาค่าความหนาแน่นของแก๊สไอเสียของ เครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบอยู่ที่ 0.46 kg/m3 และ 0.467 kg/m3 ตามลำดับ การคำนวณเพื่อหาพื้นที่หน้าตัดของใบพัดเทอร์ไบน์สามารถหาได้จาก ṁ (3.22) Angv = C×ρ 37 Ablades = ṁ (3.24) C×ρ A= sin (α)×π×τ× (da2 -di 2 ) (3.25) 4 โดย 𝐴 คือ พื้นที่หน้าตัด (m2) 𝐴𝑏𝑙𝑎𝑑𝑒𝑠 คือ พื้นที่หน้าตัดของใบพัดเทอร์ไบน์ (m2) 𝐴𝑛𝑔𝑣 คือ พื้นที่หน้าตัดของชุดน็อตเซิลไกด์เวน (m2) 𝑚 คือ อัตราการไหลของมวลอากาศ (kg/s) 𝐶 คือความเร็วของอากาศที่ใบพัด (m/s) 𝜌 คือ ค่าความหนาแน่นของแก๊สทีท่ างออกของใบพัดเทอร์ไบน์ (kg/m3) 𝑑𝑎 คือ เส้นผ่านศูนย์กลางภายนอกของใบพัดเทอร์ไบน์ (m) 𝑑𝑖 คือ เส้นผ่านศูนย์กลางภายในของใบพัดเทอร์ไบน์ (m) 𝜏 คือ ค่าสัมประสิทธิ์ความเรียวใบมีดของใบพัดเทอร์ไบน์ (m2) จากสมการ (3.22) 0.2 Angv = 344.22×0.549 Angv =1.058×10−3 𝑚2 จากสมการ (3.24) Ablades = 0.2 344.22×0.467 Ablades =1.2441×10−3 𝑚2 จากสมการ (3.25) A= sin (α)×π×τ× (da2 -di 2 ) 4 A= sin (32.164)×π×0.95× 38 (0.0542-0.0472 ) 4 เมื่อนำข้อมูลต่างๆ มาแทนในสมการจะได้ข้อมูลดังตารางที่ 3.1 ตารางที่ 3.1 แสดงข้อมูลพื้นที่หน้าตัดของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครือ่ งยนต์ต้นแบบ ตัวแปร พื้นที่หน้าตัดของใบพัดเทอร์ไบน์ (𝐴𝑏𝑙𝑎𝑑𝑒𝑠 ) พื้นที่หน้าตัดของชุดน็อตเซิลไกด์เวน (𝐴𝑛𝑔𝑣 ) พื้นที่หน้าตัด (𝐴) การคำนวณตาม เครื่องยนต์ตัวอย่าง 1.09 x10-3 m2 8.62 x10-4 m2 9.03 x10-4 m2 การคำนวณตาม เครื่องยนต์ต้นแบบ 1.058 x10-3 m2 1..2441 x10-3 m2 2.808 x10-4 m2 ในการคำนวณหาเส้นผ่านศูนย์กลางภายในของใบพัดเทอร์ไบน์สามารถหาได้จากสมการที่ 3.26 โดย เพื่อความง่ายในการคำนวณจะกำหนดมุมที่ปลายใบพัดของ Nozzle Guide Vanes ให้มีค่าเท่ากันที่ 30° และ มุมที่ปลายใบของใบพัดกังหันที่ 35° สำหรับเครื่องยนต์ตัวอย่าง และ 32° และมุมที่ปลายใบพัดของเทอร์ไบน์ที่ 36° สำหรับเครื่องยนต์ต้นแบบ โดยมีค่าสัมประสิทธิ์ความเรียวใบมีดของใบพัดเทอร์ไบน์เท่ากันอยู่ที่ 95% 4A di =√da 2 - sin (α)×π×τ (3.26) โดย 𝑑𝑖 คือ เส้นผ่านศูนย์กลางภายในของใบพัดเทอร์ไบน์ (m) 𝑑𝑎 คือ เส้นผ่านศูนย์กลางภายนอกของใบพัดเทอร์ไบน์ (m) 𝐴 คือ พื้นที่หน้าตัด (m2) 𝜏 คือ ค่าสัมประสิทธิ์ความเรียวใบมีดของใบพัดเทอร์ไบน์ เมื่อนำค่าต่าง ๆ มาแทนจะสามารถหาค่าเส้นผ่านศูนย์กลางภายในของใบพัดเทอร์ไบน์ของเครือ่ งยนต์ ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบอยู่ที่ 45.3 mm และ 47 mm ในการคำนวณความเร็วเฉลี่ยของความเร็วรอบนอก จำเป็นต้องหาค่าเส้นผ่านศูนย์กลางเฉลี่ย จาก สมการที่ 3.27 dm = (da+di ) 2 โดย 𝑑𝑚 คือ เส้นผ่านศูนย์กลางเฉลี่ย (m) 39 (3.27) 𝑑𝑖 คือ เส้นผ่านศูนย์กลางภายในของใบพัดเทอร์ไบน์ (m) 𝑑𝑎 คือ เส้นผ่านศูนย์กลางภายนอกของใบพัดเทอร์ไบน์ (m) จากสมการ (3.27) dm = (0.054+0.047) 2 dm =0.0505 𝑚 จะได้เส้นผ่านศูนย์กลางระยะเฉลี่ยของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบอยู่ที่ 55 mm และ 50.5 mm และสามารถนำไปหาค่าความเร็วเฉลี่ยของการไหลออก จากสมการที่ 3.28 u= (dm ×π×n) 60 (3.28) โดย 𝑢 คือ ความเร็วการไหลออก (m/s) 𝑑𝑚 คือ เส้นผ่านศูนย์กลางเฉลี่ย (m) 𝑛 คือ ความเร็วรอบ จะได้ค่าความเร็วเฉลี่ยของการไหลออกของอากาศจากเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบอยู่ ที่ 291.3 m/s และ 248.34 m/s จากสมการ (3.28) u= (0.505×π×111934) 60 u=313.555 m/s ในการหาแรงขับดัน สามารถหาได้จากสมการที่ 3.29 F=Cm ×ṁ โดย 𝐹 คือ แรงขับดัน (N) 𝐶𝑚 คือ ความเร็วของอากาศที่ทางออกของเครื่องยนต์ (m/s) 40 (3.29) 𝑚̇ คือ อัตราการไหลของมวลอากาศ ในการหาแรงขับดัน เพื่อให้ผลของแรงขับ และรอบหมุนเท่ากับค่าที่ได้จากส่วนคอมเพรสเซอร์ จึง สมมติให้ 𝐶𝑚 มีค่าเท่ากับ 129.090 m/s เมื่อนำอัตราการไหลของมวลอากาศมาแทนในสมการ จะได้แรงขับ ดันของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบอยูท่ ี่ 39.24 N และ 24.18 N ตามลำดับ 3.5.4 การคำนวณระบบห้องเผาไหม้ (Combustion) การเผาไหม้เป็นปฏิกิริยาทางเคมีที่เกิดขึ้นอย่างรวดเร็ว ระหว่างเชื้อเพลิง กับตัวออกซิไดซ์ หรือในที่นี่ คือออกซิเจน โดยการเผาไหม้เป็นปฏิกิริยาคายความร้อนให้กับสิ่งแวดล้อม การเผาไหม้แบบนี้เรียกว่าแบบเอ็ก โซเทอร์มิก (Exothermic reaction) ทำให้อุณหภูมิของสารผสมระหว่างอากาศกับเชื้อเพลิงสูงขึ้น เพื่อหาปริมาณอากาศที่ใช้ในการทำปฏิกิริยากับเชื้อเพลิงให้เกิดการเผาไหม้ทสี่ มบูรณ์ มีสมการเคมีทใี่ ช้ ในการทำสมดุลสมการเคมีดังต่อไปนี้ ดังสมการที่ 3.30[57] CU HV OW NX SY +a(O2 +3.76N2 ) (3.30) เงื่อนไขในการเกิดปฏิกิริยาการเผาไหม้ที่สมบูรณ์ต้องใช้อากาศซึ่งประกอบด้วยออกซิเจน(O2) 21% และไนโตรเจน(N2) 79% โดยปริมาตร จึงมีสูตรเคมีคือ O2 +3.76N2 ทำปฏิกิริยากับ เชื้อเพลิงแก๊สบิวเทน (C4 H10 ) จะได้สมการปฏิกริยาเผาไหม้อย่างสมบูรณ์ดังสมการที่ 3.31 C4H10 + 13 2 13 (O2 +3.76N2 )→4CO2+5H2 O+ ( ×3.76) N2 2 (3.31) โดยเมื่อแทนเลขมวลของ คาร์บอน© เท่ากับ 12 ไฮโดรเจน(H) เท่ากับ 1 ออกซิเจน(O) เท่ากับ 16 และไนโตรเจน(N) เท่ากับ 14 จะสามารถหาค่ามวลโมเลกุลเฉลี่ยของบิวเทนได้อยู่ที่ 0.058 kg/mol และมวล โมเลกุลของอากาศอยูท่ ี่ 0.88 kg/mol สำหรับการเผาไหม้สมบูรณ์ โดยมีอัตราส่วนเชื้อเพลิงต่ออากาศที่พอดี สำหรับการเผาไหม้อย่างสมบูรณ์อยู่ที่ 15.17:1 ในการหาอุณหภูมิในห้องเผาไหม้จากสมการเคมีที่ 3.31 สามารถคำนวณหาได้จากสมการที่ 3.32 โดย ตั้งสมมติฐานให้เผาไหม้ที่ความดัน 1 atm และที่อุณหภูมิ 100°C โดยมีการเผาไหม้สมบูรณ์ที่ 150-200% ̅̅̅̅̅ ° + ∑ (h ̅ (Tflame )-h̅(Tcompressor )) Q=h rxn in (3.32) โดยจะสามารถนำค่าจากตารางที่ 3.2 มาแทนในสมการที่ 3.33 และ 3.34 เพื่อนำมาหาอุณหภูมิใน ห้องเผาไหม้ 41 ตารางที่ 3.2 ตารางแสดงคุณสมบัติแก๊สในอุดมคติ (Ideal Gas Properties of Selected Gases) ( ที่มา : https://baskent.edu.tr/~lcolak/ENE558/Tables_Moran_Shapiro.pdf ) ̅̅̅̅̅̅̅ ̅̅̅̅̅̅̅ ̅̅̅̅̅̅̅̅̅ ∆rh̅° =4∆fh f,CO2 +5∆fhf,H2O -∆fhf,C4H10 ̅̅̅̅̅ ° = 4[(h ̅ (Tf )-h̅° (Tc )]CO +5[(h̅(Tf )-h̅° (Tc )]H O +24.4[(h̅(Tf )-h̅° (Tc )]N -h rxn 2 2 2 (3.33) โดย Tf =Tflame Tc =Tcompressor เมื่อนำค่าจากในตารางที่ 3.2 มาแทนลงในสมการที่ 3.33 จะได้ค่า Tcompressor มีค่าเท่ากับ 370.9K และ Tflame มีค่าเท่ากับ 2,000 K ในขัน้ ตอนการออกแบบห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ จะประกอบไปด้วยการหาขนาดของ ห้องเผาไหม้รูปร่าง และขนาดของรูที่ ใช้สำหรับเพิ่มอากาศในการช่วยเพิ่ มประสิทธิภาพของการเผาไหม้ ใน ขณะเดียวกันยังช่วยลดอุณหภูมิภายในห้องเผาไหม้ไม่ให้สูงเกินไปจนทำให้อุปกรณ์เสียหาย โดยห้องเผาไหม้จะ ถูกแบ่งออกเป็นสามพื้นที่คือ 1) Primary zone: เป็นบริเวณหลักทีอ่ ากาศจะถูกผสมกับเชื้อเพลิงและเริ่มต้นขั้นตอนการเผาไหม้ โดยจะมีอากาศที่ถูกป้อนเข้าไปประมาณ 30% 2) Secondary zone: เป็นบริเวณที่จะมีอากาศถูกเติมเข้ามา ทำให้เกิดการเผาไหม้ทสี่ มบูรณ์มากขึ้น โดยจะมีอากาศถูกป้อนมายังบริเวณนี้ประมาณ 20% 42 3) Tertiary zone: เป็นบริเวณที่อากาศจะถูกป้อนเข้ามาประมาณ 50% โดยอากาศที่เข้ามาจะช่วย ลดอุณหภูมิให้เหมาะสมก่อนที่จะเข้าเทอร์ไบน์ตอ่ ไป สำหรับการคำนวณพื้นที่ ที่อากาศไหลเข้าไปในห้องเผาไหม้ จะใช้ขนาดเส้นผ่านศูนย์กลางของใบพัด คอมเพรสเซอร์ฝงั่ ขาเข้าโดยสามารถคำนวณได้จากสมการที่ 3.34 โดยมีขนาดใบพัดดังนี้ - ขนาดเส้นผ่านศูนย์กลางของใบพัดคอมเพลสเซอร์เครื่องยนต์ตัวอย่าง = 49 mm - ขนาดเส้นผ่านศูนย์กลางของใบพัดคอมเพลสเซอร์เครื่องยนต์ต้นแบบ = 39 mm A= πd2 =πr 2 4 (3.34) เมื่อนำขนาดของใบพัดคอมเพลสเซอร์เครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบมาคำนวณแล้ว จะ ได้พื้นที่ 1,963.49 mm2 และ 1,194.59 mm2 จากนั้นจะคำนวณพื้นที่ ที่ อากาศผสมกับเชื้อเพลิง ของชิ้นงานจริง เพื่อเปรียบเทียบกับทฤษฎี โดย สามารถหาพื้นที่ของแต่ละโซน ได้จากสมการที่ 3.35 A= โดย πd2 n =πr 2n 4 (3.35) 𝑛 เป็นจำนวนของรูเจาะแต่ละโซน สำหรับห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบจะแบ่งออกเป็น 2 ชั้น คือห้องเผา ไหม้ชั้นใน และห้องเผาไหม้ชั้นนอก สำหรับเครื่องยนต์ตัวอย่างจะมีลักษณะของห้องเผาไหม้ดังรูปที่ 3.8 และ สำหรับเครื่องยนต์ต้นแบบจะมีลักษณะของห้องเผาไหม้ดังรูปที่ 3.9 เมื่อนำขนาดรูเจาะของห้องเผาไหม้ เครื่องยนต์ตัวอย่างมาทำการคำนวณแล้วจะได้ข้อมูลตามตารางที่ 3.3 และเครื่องยนต์ต้นแบบจะได้ข้อมูลตาม ตารางที่ 3.4 43 รูปที่ 3.8 ลักษณะห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง ตารางที่ 3.3 แสดงข้อมูลผลการคำนวณพื้นที่รูเจาะของห้องเผาไหม้ในแต่ละโซนของเครื่องยนต์ตัวอย่าง ขนาดเส้นผ่านศูนย์กลาง พื้นที่รูเจาะ จำนวนรู (มิลลิเมตร) (ตารางมิลลิเมตร) ห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ตัวอย่างชั้นนอก ปฐมภูมิ(Primary) 2 36 176.71 3 24 169.65 ทุติยภูมิ(Secondary) 4.8 12 217.15 ตติยภูมิ(Tertiary) 6.2 12 925.80 ห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ตัวอย่างชั้นใน ปฐมภูมิ(Primary) 2 24 75.40 3.5 12 115.45 ทุติยภูมิ(Secondary) 4 8 100.53 ตติยภูมิ(Tertiary) 6.5 12 398.20 โซนการเผาไหม้ *** หมายเหตุ ดังที่แสดงในตารางที่ 3.3 เป็นการแสดงข้อมูลผลการคำนวณพื้ นที่รูเจาะของห้ องเผาไหม้ในแต่ละโซนของ เครื่องยนต์ตัวอย่างเป็นผลงานของรุ่นพี่ที่กลุ่มผู้จัดทำได้นำมาอ้างอิงเพื่อใช้ในการศึกษา 44 รูปที่ 3.9 ลักษณะห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ต้นแบบที่ออกแบบ ตารางที่ 3.4 แสดงข้อมูลผลการคำนวณพื้นที่รูเจาะของห้องเผาไหม้ในแต่ละโซนของเครื่องยนต์ต้นแบบ ขนาดเส้นผ่านศูนย์กลาง พื้นที่รูเจาะ จำนวนรู (มิลลิเมตร) (ตารางมิลลิเมตร) ห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ตัวต้นแบบชั้นนอก ปฐมภูมิ(Primary) 5 22 431.9678 7 12 461.814 ทุติยภูมิ(Secondary) 5 48 942.475 7 12 461.814 ตติยภูมิ(Tertiary) 5 24 471.2376 15 8 1413.716 ห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ตัวต้นแบบชั้นใน ปฐมภูมิ(Primary) 8 16 804.2464 ทุติยภูมิ(Secondary) 3.5 18 173.180 7 6 230.907 ตติยภูมิ(Tertiary) 2 18 56.54862 3.5 24 923.628 5 6 117.8094 โซนการเผาไหม้ *** หมายเหตุ ที่แสดงในตารางที่ 3.4 เป็นการแสดงข้ อมูล ผลการคำนวณพื้ นที่ร ูเจาะของห้ องเผาไหม้ ใ นแต่ล ะโซนของ เครื่องยนต์ต้นแบบเป็นการออกแบบของคณะผู้จัดทำ 45 จากการคำนวณสามารถเปรียบเทียบพื้นที่ตามทฤษฎี และพื้นที่ตามชิ้นงานต้นแบบ ดังตารางที่ 3.5 ตารางที่ 3.5 ตารางเปรียบเทียบค่าทางทฤษฎีและค่าจริง โซนการเผาไหม้ พื้นที่ตามทฤษฎี (ตารางมิลลิเมตร) ห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง ปฐมภูมิ(Primary) 981.75 ทุติยภูมิ(Secondary) 392.69 ตติยภูมิ(Tertiary) 589.05 ห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ตัวต้นแบบ ปฐมภูมิ(Primary) 352.8 ทุติยภูมิ(Secondary) 238.8 ตติยภูมิ(Tertiary) 597 พื้นที่ตามชิ้นงานต้นแบบ (ตารางมิลลิเมตร) 760.49 317.68 367.56 759.23 862.8 840.488 *** หมายเหตุ ที่แสดงในตารางที่ 3.5 เป็นการแสดงข้อมูลผลการคำนวณพื้นที่เปรียบเทียบค่าทางทฤษฎีและค่าจริง โดยที่ห้อง เผาไหม้ของเครื่องยนต์ตัวอย่างเป็นข้อมูลอ้างอิงของรุ่นพี่และห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ตัวต้นแบบเป็นข้อมูลของคณะผู้จัดทำ จากการคำนวณในเบื้องต้นสามารถเปรียบเทียบการคำนวณตามชิ้นงานเครื่องยนต์ต้นแบบ และการ คำนวณเพื่อพัฒนาเครื่องยนต์ รายละเอียดปรากฎตามตารางที่ 3.6 ตารางที่ 3.7 และตารางที่ 3.8 ตารางที่ 3.6 เปรียบเทียบการคำนวณระบบคอมเพรสเซอร์ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบ ตัวแปร เครื่องยนต์ตัวอย่าง เครื่องยนต์ต้นแบบ อุณหภูมิที่ทางเข้า (T1) 303.15 K 303.15 K 1.03 1.136 ค่าสัมประสิทธิ์ความดัน (𝜓) ความเร็วที่ปลายใบพัด (u) 193.42 m/s 249.23 m/s ความเร็วรอบของใบพัดคอมเพลสเซอร์ (n) 99,373.04 rev/min 111934 rev/min ความเร็วรอบนอกที่ใบพัดทางออก (u2) 343.23 m/s 249.247 m/s งานที่ต้องใช้ (Yth) 37,412.8 J 62124.0671 J เอนทาลปี (∆h) 19,236 J/kg 35312.32258J/kg กำลังของคอมเพลสเซอร์ (P) 4,103.68 W 8071.388 W อุณหภูมิที่เพิ่มขึ้น (∆T) 25.65 K 50.446 K *** หมายเหตุ ที่แสดงในตารางที่ 3.6 เป็นการแสดงข้อมูลผลการคำนวณระบบคอมเพรสเซอร์ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และ เครื่องยนต์ต้นแบบ โดยที่เครื่องยนต์ตัวอย่างเป็นข้อมูลอ้างอิงของรุ่นพี่และเครื่องยนต์ต้นแบบเป็นข้อมูลของคณะผู้จัดทำ 46 ตารางที่ 3.7 เปรียบเทียบการคำนวณระบบดิฟฟิวเซอร์ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครื่องยนต์ต้นแบบ ตัวแปร เครื่องยนต์ตัวอย่าง เครื่องยนต์ต้นแบบ อุณหภูมิที่เพิ่มขึ้นเมื่อออกจาก Diffuser (∆T) 38.7 K 33.746 K ความเร็วที่ออกจาก Diffuser (u3) 345.58 m/s 328.207 m/s 1.41 kg/m3 1.834 kg/m3 ความหนาแน่นของแก๊สที่เพิ่มขึ้นของ Diffuser (𝜌) *** หมายเหตุ ที่แสดงในตารางที่ 3.7 เป็นการแสดงข้อมูลผลการคำนวณระบบดิฟฟิ วเซอร์ข องเครื่ องยนต์ตั วอย่าง และ เครื่องยนต์ต้นแบบ โดยที่เครื่องยนต์ตัวอย่างเป็นข้อมูลอ้างอิงของรุ่นพี่และเครื่องยนต์ต้นแบบเป็นข้อมูลของคณะผู้จัดทำ ตารางที่ 3.8 เปรียบเทียบการคำนวณระบบเทอร์ไบน์ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง และเครือ่ งยนต์ต้นแบบ ตัวแปร การคำนวณตาม การคำนวณ ชิ้นงานเครื่องยนต์ เครื่องยนต์ ตัวอย่าง ต้นแบบ เอนทาลปีที่ลดลง (∆h) 160,348.88 J/kg 131292.4 J/kg อุณหภูมิที่เปลี่ยนแปลง (∆T) 54.66 K 83.549 K 0.55 kg/m3 0.549 kg/m3 ความหนาแน่นของแก๊สระหว่าง Diffuser และเทอร์ไบน์ (𝜌) 0.43 kg/m3 0.467 kg/m3 ความหนาแน่นแก๊สไอเสีย (𝜌) ความเร็วของการไหล (u) 380.41 m/s 344.22 m/s *** หมายเหตุ ที่แสดงในตารางที ่ 3.8 เป็นการแสดงข้ อมู ล ผลการคำนวณระบบเทอร์ ไบน์ข องเครื ่ องยนต์ต ัวอย่ าง และ เครื่องยนต์ต้นแบบ โดยที่เครื่องยนต์ตัวอย่างเป็นข้อมูลอ้างอิงของรุ่นพี่และเครื่องยนต์ต้นแบบเป็นข้อมูลของคณะผู้จัดทำ 3.6 การออกแบบชิ้นงานเพื่อผลิตชิ้นงานจริง จากการศึกษา และวิเคราะห์เครื่องยนต์ต้นแบบ ผู้จัดทำได้การออกแบบร่างชิ้นงาน 3D ผ่านโปรแกรม SolidWorks โดยอ้างอิงจากชิ้นส่วนที่สามารถหาซื้อได้ง่ายตามท้องตลาดอีกทั้งไม่เกินงบประมาณที่ก ำหนดไว้ เพื่อให้การดำเนินงานเป็นไปอย่างราบรื่น และสามารถบรรลุตามวัตถุประสงค์ มีชิ้นงานที่ออกแบบเอาไว้ดังนี้ 47 3.6.1 ชุดห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) จากการคำนวณค่าพื้นที่ในการผสมเชื้อเพลิงกับอากาศ คณะผู้จัดทำจึงออกแบบชุดห้องเผา ไหม้ให้มีลักษณะดังรูปที่ 3.10 และ รูปที่ 3.11 โดยทำจากวัสดุสแตนเลส 304 รูปที่ 3.10 ลักษณะชุดห้องเผาไหม้ด้านใน(Inner Combustion Chamber) รูปที่ 3.11 ลักษณะชุดห้องเผาไหม้ด้านนอก(Outer Combustion Chamber) 3.6.2 ท่อไอเสีย (Exhaust) การผลิตท่อไอเสียเพื่ อ กั้นระหว่างห้องเผาไหม้ กับไอเสียที่ออกจาก Turbine rotor ที่อยู่ กลางลำตัวเครื่องจึงต้องสามารถทนความร้อนได้ดี โดยทำจากวัสดุสแตนเลส 304 โดยมีลักษณะดังรูป ที่ 3.12 48 รูปที่ 3.12 ลักษณะท่อไอเสีย (Exhaust) 3.6.3 ชุดจ่ายเชื้อเพลิง (Gas Plate) เป็นชิ้นส่วนที่เป็นท่อลำเลียงเชื้อเพลิงจากถังเชื้อเพลิงไปยังห้องเผาไหม้ โดยมีลักษณะดังรูปที่ 3.13 โดยทำจากวัสดุสแตนเลสเกรด 304 รูปที่ 3.13 ลักษณะของ (Gas plate) 3.6.4 ชุดแปลงความดัน (Diffuser) ทางคณะผู้จัดทำได้ทำการออกแบบตัวชุดแปลงความดันนี้และการผลิตชุดแปลงความดัน เป็นชิ้นงานที่มีความสำคัญสำหรับการเปลี่ยนทิศทางการไหลและพลังงานของอากาศจากคอมเพลซ เซอร์ไปยังห้องเผาไหม้ เพื่อที่จะได้มีทิศทางการไหลของอากาศที่ถูกต้องและแม่นยำ โดยจะมีลักษณะ ดังรูปที่ 3.14 49 รูปที่ 3.14 ชุดแปลงความดัน (Diffuser) 3.6.5 เคส (Case) ทางคณะผู้จัดทำได้ทำการออกแบบให้เคส เพื่อ ป้องกันสิ่งแปลกปลอมเข้าห้องเผาไหม้และ เพื่อความสะดวกในการปรับแก้ชิ้นงานภายในเคส ซึ่งทำจากวัสดุสแตนเลส 304 แสดงดังรูปที่ 3.15 รูปที่ 3.15 ขนาดและลักษณะของ Case 3.6.6 หัวพ่นไอเสีย (Exhaust Nozzle) ทางคณะผู้จัดทำได้ทำการออกแบบ Exhaust Nozzle เพื่อเพิ่มประสิทธิภาพในการสร้างแรง ขับเคลื่อน โดยมีลักษณะดังรูปที่ 3.16 50 รูปที่ 3.16 รูปร่างลักษณะของหัวพ่นไอเสีย (Exhaust Nozzle) 3.6.7 ชุดครีบแปรผัน (Nozzle guide vanes) คณะผู้จัดทำกำลัง ทำการออกแบบชุดครีบแปรผัน เพื่อควบคุมทิศทางการไหลของอากาศ เพื่อที่จะสร้างแรงขับดันตัวTurbine โดยจะมีลักษณะคล้ายกับตัวต้นแบบ ดังรูปที่ 3.17 รูปที่ 3.17 ลักษณะของชุดครีบแปรผัน (Nozzle Guide vanes) 51 3.6.8 ชุด Under Plate (Under Plate) เป็นชิ้นส่วนที่ทำหน้าที่เป็นแผ่นรองรับและยึดโครงสร้างของอุปกรณ์ภายในระบบให้มี ความ มั่นคง โดยช่วยกระจายน้ำหนักและเพิ่มความแข็งแรงให้กับโครงสร้างโดยรวมของระบบ การออกแบบ ชุด Under Plate มุ่งเน้นให้มีความแข็งแรงเพียงพอต่อการรองรับชิ้นส่วนต่าง ๆ ดังรูป 3.18 รูปที่ 3.18 ลักษณะของชุด Under Plate (Under Plate) 3.7 แบบแยกส่วน (Exploded View) ของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ แบบแยกส่วน (Exploded View) ของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ถูกจัดทำขึ้นเพื่อแสดงโครงสร้าง ภายในและลำดับการประกอบของชิ้นส่วนแต่ละส่วนอย่างชัดเจน โดยแยกชิ้นส่วนออกจากกันตามแนวแกน ของเครื่องยนต์ ทำให้สามารถมองเห็นตำแหน่ง การจัดวาง และความสัมพันธ์ระหว่างชิ้นส่วนต่าง ๆ ได้อย่าง เป็นระบบ แสดงดังรูปที่ 3.19 รูปที่ 3.19 ภาพฉายแบบแยกส่วน (Explode view) ของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ที่กำลังทำการพัฒนา 52 บทที่ 4 ผลการดำเนินงาน และผลการวิเคราะห์การทดสอบ บทนี้กล่าวถึงการดำเนินงานในส่วนของการจัดหาอุปกรณ์ที่ใช้ในโครงการเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ ขนาดเล็ก รวมถึงการเตรียมความพร้อมของชิ้นส่วนก่อนนำไปใช้งานจริง โดยมุ่งเน้นการอธิบายลำดับขั้นตอน การจัดซื้อ การเตรียมอุปกรณ์ และการตรวจสอบความเหมาะสมในการใช้งาน การจัดหาอุปกรณ์เริ่มจากการพิจารณารายการทีจ่ ำเป็นให้สอดคล้องกับแผนการดำเนินงาน ภายใต้ ข้อจำกัดด้านงบประมาณและระยะเวลา ในบางกรณี ชิ้นส่วนที่ต้องการไม่สามารถจัดหาได้โดยตรงหรือมีต้นทุน สูง จึงมีการผลิตชิ้นส่วนบางรายการด้วยกระบวนการพิมพ์สามมิติ (3D Printing) เพือ่ นำมาใช้ในการทดสอบ และตรวจสอบความเหมาะสมของรูปทรงและการประกอบก่อนการใช้งานจริง หลังจากได้อปุ กรณ์และชิ้นส่วนทีจ่ ัดซื้อหรือผลิตขึ้นแล้ว ได้มีการตรวจสอบสภาพ ความครบถ้วน และ ความเข้ากันได้กับระบบโดยรวม จากนั้นจึงนำชิ้นส่วนที่ได้จากการพิมพ์สามมิตมิ าทดลองใช้งานเบื้องต้น เพื่อ ประเมินความเหมาะสมในการติดตั้งและการทำงานร่วมกับอุปกรณ์อื่นการดำเนินการในขั้นตอนนี้ช่วยลดความ เสี่ยงและเตรียมความพร้อมก่อนเข้าสู่ขั้นตอนการใช้งานและการทดสอบในระดับถัดไป 4.1 การทดสอบการรั่วไหลของ Turbocharger การทดสอบการรั่วไหล (Leakage Test) ถูกดำเนินการเพื่อประเมินสภาพการซีลของชุดเพลาและ โครงสร้างภายในของ Turbocharger ซึ่งมีผลโดยตรงต่อประสิทธิภาพการทำงาน ความปลอดภัย และความ เหมาะสมในการนำมาใช้งานเป็นต้นแบบของเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ในโครงงานนี้ โดยทำการทดสอบกับ Turbocharger จำนวน 2 รุ่น ได้แก่ Turbocharger รุ่น RB25 และ Turbocharger รุ่น GT2556 วิธีการทดสอบ ดำเนินการโดยการจ่ายอากาศอัดเข้าสู่ตัวเรือนของ Turbocharger และตรวจสอบการรั่วไหลของอากาศบริเวณ ซีลเพลา ตัวเรือนคอมเพรสเซอร์ และตัวเรือนเทอร์ไบน์ ซึ่งสามารถสังเกตได้จากการลดลงของความดัน เสียงรั่ว หรือการเกิดฟองอากาศในกรณีใช้น้ำสบู่เป็นตัวช่วยตรวจสอบ จากผลการทดสอบพบว่า Turbocharger รุ่น RB25 มีการรั่วไหลของอากาศ โดยตรวจพบการรั่วบริเวณชุดซีลเพลา ซึ่งอาจเกิดจากการสึกหรอของซีลหรือค วามไม่สมบูรณ์ของโครงสร้างภายในส่งผลให้ไม่สามารถรักษาความดันอากาศภายในระบบได้อย่างมีเสถียรภาพ ในขณะที่ Turbocharger รุ่น GT2556 ไม่พบการรั่วไหลของอากาศตลอดช่วงการทดสอบ แสดงให้เห็นว่าระบบ ซีลและโครงสร้างยังอยู่ในสภาพสมบูรณ์ ผลการทดลองดังกล่าวสรุปได้ว่า Turbocharger รุ่น GT2556 มีความ เหมาะสมมากกว่าในการนำมาใช้เป็นส่วนประกอบหลักของต้นแบบเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ในโครงงานนี้ เนื่องจากสามารถรักษาความดันและลดการสูญเสียของอากาศได้ดีกว่าซึ่งจะส่งผลให้การทดลองในขั้นตอน ถัดไปมีความแม่นยำและปลอดภัยมากยิง่ ขึ้น ดังรูปที่ 4.1 และ 4.2 53 รูปที่ 4.1 การทดสอบรั่วไหลของ Turbocharger รุ่น GT2556 รูปที่ 4.2 การทดสอบรั่วไหลของ Turbocharger รุ่น RB25 4.2 การทดสอบเทอร์ไบน์ผ่านเครื่องเป่าลม การทดสอบเทอร์ไบน์ผ่านเครือ่ งเป่าลมเป็นขั้นตอนสำคัญในการประเมินการทำงานเบื้องต้นของระบบ เทอร์ไบน์ ก่อนนำไปใช้งานร่วมกับระบบการเผาไหม้จริงของเครื่องยนต์กังหันแก๊สขนาดเล็ก โดยมีวัตถุประสงค์ เพื่อศึกษาพฤติกรรมการหมุนของเทอร์ไบน์ ความสามารถในการรับพลังงานจากการไหลของอากาศ และ ตรวจสอบความถูกต้องของการออกแบบและการประกอบชิ้นส่วนในระบบทัง้ หมด ดังรูปที่ 4.3 รูปที่ 4.3 การทดสอบเทอร์ไบน์ผ่านเครื่องเป่าลม 54 4.3 ขั้นตอนทดสอบการผลิตชิน้ งาน 3D print การทดสอบผลการออกแบบในขั้นตอนนี้ดำเนินการโดยการสร้างต้นแบบของชิ้นส่วนด้วยเทคโนโลยี การพิมพ์สามมิติ (3D Printing) เพื่อใช้ในการตรวจสอบความเหมาะสมของรูปทรง ขนาด และการประกอบ ของชิ้นส่วนตามแบบที่ได้ออกแบบไว้ ทั้งนี้การทดสอบดังกล่าวช่วยให้สามารถประเมินความถูกต้องของแบบ การออกแบบและระบุประเด็นที่ควรปรับปรุงก่อนการนำไปผลิตหรือใช้งานจริง 4.3.1 ชุด Lock Plate คณะผู้จัดทำได้ดำเนินการออกแบบชิ้นส่วน Lock Plate ด้วยกระบวนการพิมพ์สามมิติ (3D Printing) โดยมีจะลักษณะและรูปทรงใกล้เคียงกับชิ้นงานต้นแบบ ตามที่แสดงในรูปที่ 4.4 รูปที่ 4.4 ลักษณะของชุด Lock Plate (Lock Plate) 4.3.2 ชุดท่อไอเสีย (Exhaust) คณะผู้จัดทำได้ออกแบบชิ้นส่วน Exhaust แบบใหม่โดยใช้เทคโนโลยีการพิมพ์สามมิติ (3D Printing) เพื่อมุ่งเน้นการเพิ่มประสิทธิภาพในการขับเคลื่อนของระบบ ซึ่งแสดงรายละเอียดของ ชิ้นงานดังรูปที่ 4.5 รูปที่ 4.5 ลักษณะของชุดท่อไอเสีย (Exhaust) 55 4.3.3 ชุดครีบแปรผัน (Nozzle guide vanes) คณะผู้จัดทำได้ออกแบบ 3D print ของแบบ ชุดครีบแปรผัน (Nozzle guide vanes) แบบ ใหม่เพื่อเพิ่มประสิทธิภาพการไหลของอากาศให้มีประสิทธิภาพมากยิ่งขึ้น แสดงดังรูปที่ 4.6 รูปที่ 4.6 ลักษณะของชุดครีบแปรผัน (Nozzle guide vanes) 4.3.4 ชุดแปลงความดัน (Diffuser) คณะผู้จัดทำได้ออกแบบชิ้นส่วน ชุดแปลงความดัน (Diffuser) โดยใช้กระบวนการพิมพ์สาม มิติ (3D Printing) เพื่อช่วยลดความเร็วและเพิ่มความดันของการไหลของของไหลภายในระบบ อัน ส่งผลให้ประสิทธิภาพโดยรวมของระบบดีขึ้น ซึ่งรายละเอียดของชิ้นงานแสดงดังรูปที่ 4.7 รูปที่ 4.7 ลักษณะของชุดแปลงความดัน (Diffuser) 56 4.3.5 เคส (case) คณะผู้จัดทำได้ออกแบบชิ้นส่วน เคส (Case) โดยใช้กระบวนการพิมพ์สามมิติ (3D Printing) ทำหน้าที่เป็นโครงสร้างสำหรับยึดและปกป้องชิ้นส่วนภายในระบบ รวมถึง ช่วยจัดตำแหน่งของ อุปกรณ์ต่าง ๆ ให้มีความถูกต้องและมั่นคง ซึ่งรายละเอียดของชิ้นงาน แสดงดังรูปที่ 4.8 รูปที่ 4.8 ลักษณะของเคส (case) 4.3.6 ชุดห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) คณะผู้จ ัดทำได้อ อกแบบชิ ้นส่ วน ชุดห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) โดยใช้ กระบวนการพิมพ์สามมิติ (3D Printing) เพื่อทำหน้าที่เป็นบริเวณสำหรับการเผาไหม้ของอากาศและ เชื้อเพลิงภายในระบบ โดยการออกแบบมุ่งเน้นให้เกิดการผสมของอากาศและเชื้อเพลิงอย่างเหมาะสม เพื่อให้การเผาไหม้มีเสถียรภาพและเพิ่มประสิทธิภาพการทำงานของระบบ ปัญหาจากการทดสอบและการประกอบชิ้นส่วนร่วมกับอุปกรณ์อื่นในระบบ พบว่าชุดห้องเผาไหม้ดัง แสดงในรูปมีข้อจำกัดด้านขนาดของรูภายในห้องเผาไหม้ ซึ่งส่งผลต่อการไหลของอากาศและการเผา ไหม้ภายในระบบ จึงจำเป็นต้องทำการปรับแก้ขนาดของรูห้องเผาไหม้ให้เหมาะสม เพื่อให้สอดคล้อง กับการทำงานของระบบและเพิ่มประสิทธิภาพโดยรวม รายละเอียดของชิ้นงานแสดงดังรูปที่ 4.9 57 4.9 ชุดห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) 4.4 ขั้นตอนการประกอบชิ้นงาน 3D print หลังจากดำเนินการออกแบบและผลิตชิ้นส่วนด้วยกระบวนการพิมพ์สามมิติ (3D Printing) แล้ว คณะ ผู้จัดทำได้ทำการประกอบชิ้นงานแต่ละส่วนเข้าด้วยกันตามลำดับขั้นตอน เพื่อให้ได้ชุดอุปกรณ์ที่สามารถทำงาน ได้ตามวัตถุประสงค์ของการออกแบบ โดยขั้นตอนการประกอบมีรายละเอียดดังต่อไปนี้ 4.4.1 ประกอบตัวเทอร์ไบน์เข้ากับ Diffuser หรือ Front case ทางคณะผู้จัดทำได้ทำการประกอบตัวเทอร์ไบน์ ยี่ห้อของเทอร์ไบน์ที่ทางคณะผู้จัดทำใช้ง าน คือ GT2556 ประกอบเข้ากับตัว Diffuser แสดงดังรูปที่ 4.10 รูปที่ 4.10 การประกอบตัวเทอร์ไบน์เข้ากับ Diffuser 58 4.4.2 สวมใส่ชุด Under plate ทางคณะผู้จัดทำได้ทำการติดตั้งอุปกรณ์และสวมใส่ชุด lock plate แสดงดังรูปที่ 4.11 รูปที่ 4.11 การประกอบชุด Lock plate เข้ากัน 4.4.3 ประกอบชุด Lock plate ทางคณะผู้จัดทำได้ทำการประกอบ ตัวlock plate เข้ากับ Under Plate ร่วมกัน เพื่อยึดติด กับชุดเทอร์ไบน์ดังรูปที่ 4.12 รูปที่ 4.12 การสวมใส่ชุด Under plate 59 4.4.4 การประกอบชุดครีบแปรผัน (Nozzle guide vanes) คณะผู้จัดทำได้ดำเนินการประกอบ ชุดครีบแปรผัน (Nozzle Guide Vanes) ซึ่งเป็นชิ้นส่วน สำคัญที่ทำหน้าที่ควบคุมทิศทางและความเร็วของการไหลของของไหลภายในระบบ ดังรูปที่ 4.13 รูปที่ 4.13 การประกอบชุดครีบแปรผัน (Nozzle guide vanes) 4.4.5 การประกอบตัว Exhaust เข้ากับตัวชุด Nozzle guide vanes คณะผู้จัดทำได้ดำเนินการประกอบชิ้นส่วน Exhaust เข้ากับ ชุดครีบแปรผัน (Nozzle Guide Vanes) ซึ่งเป็นขั้นตอนสำคัญที่มีผลต่อทิศทางและประสิทธิภาพการไหลของก๊าซภายในระบบ จากนั้น ทำการติดตั้งตัว Exhaust ให้ตรงกับตำแหน่งของชุด Nozzle Guide Vanes ตามแนวแกนเดียวกัน เพื่อให้การไหลของก๊าซเป็นไปอย่างต่อเนื่องและลดการสูญเสียภายในระบบ ดังรูปที่ 4.14 รูปที่ 4.14 การประกอบตัว Exhaust เข้ากับตัวชุด Nozzle guide vanes 60 4.4.6 การประกอบชุดห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) คณะผู้จัดทำได้ดำเนินการประกอบ ชุดห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) ซึ่งเป็น ชิ้นส่วนหลักที่ทำหน้าที่เป็นบริเวณสำหรับการเผาไหม้ของอากาศและเชื้อเพลิงภายในระบบ จากนั้น ทำการติดตั้งชุดห้องเผาไหม้เข้ากับตำแหน่งที่กำหนดภายในระบบ โดยจัดแนวการติดตั้งให้สอดคล้อง กับชิ้นส่วนอื่น ดังรูปที่ 4.15 รูปที่ 4.15 การประกอบชุดห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) 4.4.7 การประกอบเคส (Case) คณะผู้จัดทำได้ดำเนินการประกอบ เคส (Case) ซึ่งทำหน้าที่เป็นโครงสร้างหลักสำหรับยึด และปกป้องชิ้นส่วนทั้งหมดภายในระบบดังรูปที่ 4.16 รูปที่ 4.16 การประกอบเคส (Case) 61 4.5 แผนผังการทำงานของระบบ เป็น แผนผัง หลัก การทำงานเบื้อ งต้ น ในเครื ่องยนต์ เพื่อเตรียวตัวสำหรับ การติดเครื่อง โดยมี องค์ประกอบต่างๆ ดังรูปที่ 4.17 รูปที่ 4.17 แผนผังแสดงหลักการทำงาน 62 4.6 การวิเคราะห์กราฟสมรรถนะ 4.6.1 ผลลัพธ์แสดงความสัมพันธ์ระหว่าง แรงขับและความเร็วรอบ Thrust VS RPM 25 Thrust 20 15 10 5 0 0 10000 20000 30000 40000 50000 RPM Load cell Thrust Linear (Thrust) รูปที่ 4.18 กราฟแสดงความสัมพันธ์ ระหว่าง แรงขับและความเร็วรอบ จากการทดลองเพื่อศึกษาความสัมพันธ์ระหว่างความเร็วรอบ และแรงผลักที่เกิดขึ้น พบว่าแรงขับมี แนวโน้ม เพิ่ม ขึ้นตามการเพิ่ม ขึ้น ของความเร็ วรอบอย่างชั ดเจน โดยลัก ษณะของกราฟแสดงให้เ ห็น ถึ ง ความสัมพันธ์ที่เป็น Non-linear ซึ่งสอดคล้องกับหลักการทางพลศาสตร์ที่ว่าแรงผลักมักจะแปรผันตรงกับ กำลังสองของความเร็วรอบ เมื่อพิจารณาเปรียบเทียบระหว่างค่าที่วัดได้จากโหลดเซลล์ และค่าแรงผลักรวม พบว่าค่าแรงผลักรวมมีอัตราการเพิ่มขึ้นที่สูงกว่าอย่างมาก โดยเฉพาะในช่วงความเร็วรอบตั้งแต่ 30,000 ถึง 40,000 RPM ซึ่งเป็นช่วงที่กราฟมีความชันเพิ่มขึ้นอย่างเห็นได้ชัด นอกจากนี้ เมื่อทำการเปรียบเทียบกับ เส้นแนวโน้มเชิงเส้น จะพบว่าข้อมูลจริงมี ความโค้งงอออกจากเส้นตรง ในช่วงความเร็วรอบสูง ซึ่งเป็นการ ยืนยันว่าการเพิ่มความเร็วรอบในช่วงปลายจะส่งผลต่อการสร้างแรงผลักในอัตราที่ก้าวหน้ามากกว่าในช่วง ความเร็วรอบต่ำ 63 4.6.2 ผลลัพธ์แสดงความสัมพันธ์ระหว่าง อุณหภูมิไอเสีย และ ความเร็วรอบ EGT (°C) 720 790 850 640 EGT 560 0 420 10000 480 20000 30000 40000 50000 RPM รูปที่ 4.19 กราฟแสดงความสัมพันธ์ ระหว่าง อุณหภูมิไอเสียและความเร็วรอบ ในส่วนของการวัดอุณหภูมิแก๊สไอเสีย หรือ Exhaust Gas Temperature ณ ระดับความเร็วรอบ ต่างๆ พบว่าอุณหภูมิมีความสัมพันธ์ในทิศทางเดียวกับความเร็วรอบอย่างเป็นระบบ โดยเมื่อความเร็วรอบ เพิ่มขึ้นจาก 10,000 RPM ไปจนถึง 40,000 RPM อุณหภูมิของแก๊สไอเสียจะเพิ่มสูงขึ้นตามลำดับ จากระดับ ประมาณ 420 องศาเซลเซียส ไปจนถึงจุดสูงสุดที่ประมาณ 850 องศาเซลเซียส ลักษณะของเส้นกราฟมีรปู แบบ เป็น เชิงเส้น ที่ค่อนข้างสม่ำเสมอ ซึ่งบ่งบอกถึงสภาวะการเผาไหม้ภายในเครื่องยนต์ที่มีการคายความร้อน ออกมามากขึ้นตามภาระงานและปริมาณเชื้อเพลิงที่ถูกฉีดเข้าไปเพื่อสร้างความเร็วรอบที่สูงขึ้น ทั้งนี้ อัตราการ เพิ่มขึ้นของอุณหภูมิต่อช่วงความเร็วรอบมีค่าคงที่สะท้อนให้เห็นถึงประสิทธิภาพในการระบายความร้อนและ การทำงานของระบบเผาไหม้ที่ยังคงเสถียรตลอดช่วงการทดสอบ แม้ในสภาวะความเร็วรอบสูงอุณหภูมิจะขยับ เข้าใกล้ขีดจำกัดด้านความร้อนก็ตาม 64 4.6.3 ผลลัพธ์เทียบประสิทธิ์ภาพและความเร็วรอบ Efficiency 100% 90% 80% 70% 60% 50% 40% 30% 20% 10% 0% 0 10000 20000 30000 40000 50000 รูปที่ 4.20 กราฟแสดงความสัมพันธ์ ระหว่าง ประสิทธิ์ภาพและความเร็วรอบ จากการศึกษาและทดสอบประสิทธิภาพการทำงานของเครื่องยนต์กังหันแก๊ส ณ ระดับความเร็วรอบ ต่างๆ พบว่าค่าประสิทธิภาพของเครื่องยนต์มีความสัมพันธ์ในเชิงบวกกับการเพิ่มขึ้นของความเร็วรอบ (RPM) โดยมีลักษณะการเปลี่ยนแปลงที่น่าสนใจคือ ในช่วงความเร็วรอบต่ำเริ่มต้นที่ 10,000 RPM เครื่องยนต์มี ประสิทธิภาพอยู่ที่ประมาณ 68% และมีอัตราการเติบโตของประสิทธิภาพอย่างต่อเนื่องเมื่อความเร็วรอบเพิ่ม สูงขึ้น จนกระทั่งเข้าสู่ช่วงความเร็วรอบกลางที่ 25,000 RPM ประสิทธิภาพได้ขยับขึ้นมาอยู่ที่ระดับประมาณ 83% เมื่อพิจารณาแนวโน้มของกราฟในช่วงความเร็วรอบสูงตั้งแต่ 30,000 ถึง 40,000 RPM จะสังเกตเห็นว่า อัตราการเพิ่มขึ้นของประสิทธิภาพเริ่มมีลักษณะที่คงที่มากขึ้น โดยค่าประสิทธิภาพสูงสุดจากการทดลอง ปรากฏอยู่ที่ความเร็วรอบ 40,000 RPM ซึ่งมีค่าประมาณ 87% ลักษณะของเส้นกราฟที่เพิม่ ขึ้นและเริม่ ทอดตัว ในระดับสูงนี้ สะท้อนให้เห็นว่าเครื่องยนต์กังหันแก๊สต้นแบบมีการทำงานที่สอดคล้องกับสภาวะการออกแบบ (Design Point) ในช่วงความเร็วรอบสูง ซึ่งเป็นจุดที่กระบวนการอัดอากาศ การเผาไหม้ และการขยายตัวของ แก๊สผ่านกังหันมีความสูญเสียพลังงานน้อยที่สุด ส่งผลให้เครื่องยนต์สามารถเปลี่ยนพลังงานจากเชื้อเพลิงมา เป็นงานที่เป็นประโยชน์ได้อย่างมีประสิทธิภาพสูงสุดในช่วงการทำงานดังกล่าว 65 4.7 การวิเคราะห์วัฏจักรเชิงอุณหพลศาสตร์ รูปที่ 4.21 รูปกราฟ P-v Diagram Ideal Brayton Cycle จากการคำนวนบทที่ 3 โดยโปรแกรม Excel รูปที่ 4.22 รูปกราฟ T-s Diagram Ideal Brayton Cycle จากการคำนวนบทที่ 3 โดยโปรแกรม Excel 66 บทที่ 5 สรุปผลการออกแบบและผลการทดลอง การดำเนินโครงการพัฒนาเครื่องยนต์กังหันแก๊สต้นแบบในระยะที่ผ่านมา มุ่งเน้นไปที่การยกระดับขีด ความสามารถและประสิทธิภาพการทำงานของระบบให้มีความสมบูรณ์ยิ่งขึ้น โดยคณะผู้จัดทำได้ยึดถือแนว ทางการปฏิบัติงานที่มีระบบและสอดคล้องกับวัตถุประสงค์หลักที่ตั้งไว้ในด้านการประยุกต์ใช้ทฤษฎีและการ ออกแบบเชิงวิศวกรรม ซึ่งมีการลงลึกในการศึกษาหลักการทางฟิสิกส์และอุณหพลศาสตร์ โดยเฉพาะอย่างยิ่ง การนำวัฏจักรเบรย์ตัน มาเป็นกรอบแนวคิดหลักในการวิเคราะห์และคำนวณโครงสร้างของเครื่องยนต์ ส่งผล ให้การออกแบบชิ้นส่วนประกอบต่างๆ มีความแม่นยำทางทฤษฎีรองรับก่อนเข้าสู่กระบวนการผลิตจริง การทำ ความเข้าใจในกลไกการทำงานอย่างถ่องแท้ทำให้สามารถชี้เฉพาะจุดที่ควรปรับปรุงเพื่อเพิ่มประสิทธิภาพ โดยรวมของเครื่องยนต์กังหันแก๊สให้สูงขึ้นกว่าต้นแบบเดิม ในด้านกระบวนการพัฒนาและผลลัพธ์เชิงประจักษ์ จากการปรับปรุงองค์ประกอบภายในเครื่องยนต์ต าม แผนงานที่วางไว้ พบว่าตัวเครื่องยนต์สามารถตอบสนองต่อการทำงานได้ดีขึ้นอย่างมีนัยสำคัญ บรรลุตาม ขอบเขตงานที่กำหนดไว้ในระยะเวลาที่เหมาะสม ความสำเร็จดังกล่าวนอกจากจะปรากฏในรูปของชิ้นงานที่มี คุณภาพแล้ว ยังสะท้อนถึงทักษะและความเชี่ยวชาญของคณะผู้จัดทำที่มีความเข้าใจในระบบวิศวกรรมกังหัน แก๊สขนาดเล็กอย่างลึกซึ้งจากการลงมือปฏิบัติจริง อีกทั้งปัจจัยสำคัญที่ขับเคลื่อนให้โครงการดำเนินไปอย่างมี ประสิทธิภาพ คือระบบการทำงานเชิงบูรณาการและการบริหารจัดการทีมที่มีการแบ่งสรรหน้าที่ตามความถนัด รวมถึงการรับฟังคำชี้แนะจากอาจารย์ที่ปรึกษาอย่างสม่ำเสมอ ซึ่งเป็นส่วนสำคัญที่ช่วยให้การแก้ปัญหาเฉพาะ หน้าเป็นไปอย่างถูกต้องตามหลักวิชาการ 5.1 ผลการทดสอบสมรรถนะและการวิเคราะห์ผลสัมฤทธิ์ ในการประเมินสมรรถนะของเครื่องยนต์กังหันแก๊สขนาดเล็กทีผ่ ่านกระบวนการออกแบบและจัดสร้าง ขึ้นใหม่ คณะผู้จัดทำได้ดำเนินการทดสอบเชิงบูรณาการอย่างเป็นขั้นตอน เริ่มตั้งแต่การตรวจสอบเสถียรภาพ การจุดติดของเครื่องยนต์ การทดสอบระบบอัดอากาศ การประเมินประสิทธิภาพการเผาไหม้ ภายในห้องเผา ไหม้ ไปจนถึงการทดสอบความสมบูรณ์ของระบบหล่อลื่น โดยกระบวนการทดสอบได้มีการบันทึกข้อมูลทาง วิศวกรรมที่สำคัญประกอบด้วย อุณหภูมิแก๊สไอเสีย อุณหภูมิอากาศ ณ ทางเข้าคอมเพรสเซอร์ และค่าความเร็ว รอบการทำงาน เพื่อนำมาวิเคราะห์เปรียบเทียบเชิงสมรรถนะ จากการเก็บรวบรวมข้อมูลหลังการปรับปรุง พบว่าเครือ่ งยนต์มีดัชนีชี้วัดด้านประสิทธิภาพที่ยกระดับขึ้นอย่างมี นัยสำคัญเมื่อเทียบกับระบบพื้นฐานเดิม อย่างไรก็ตาม ในด้านสภาวะการทำงานแบบพึ่งพาตนเอง ผลการ ทดสอบชี้ให้เห็นว่าระบบยังจำเป็นต้องอาศัยกำลังสนับสนุนจากภายนอกในการขับเคลื่อนใบพัดคอมเพรสเซอร์ เพื่อให้ครบวัฏจักรการทำงาน หากปราศจากแรงขับช่วยดังกล่าว ความเร็วรอบของเครื่องยนต์จะลดลงจนหยุด 67 ทำงานในที่สุด ซึ่งเป็นประเด็นสำคัญที่ต้องนำไปพัฒนาต่อยอดในด้านการลดความสูญเสียทางกลและการ ปรับปรุงมุมองศาใบพัดในระยะถัดไป 5.2 ข้อมูลจำเพาะทางวิศวกรรมของเครื่องยนต์กังหันแก๊ส ตาราง 5.1 ตารางระบุข้อมูลจำเพาะของเครือ่ งยนต์กงั หันแก๊ส หมวดหมู่ รายละเอียด ข้อมูลจำเพาะทางเทคนิค 1. ลักษณะทางกายภาพ 2. ระบบอัดอากาศ 3. ระบบเผาไหม้ 4. ระบบขยายตัว 5. สมรรถนะการออกแบบ 6. ระบบสนับสนุน รูปแบบเครื่องยนต์ ความยาว เส้นผ่านศูนย์กลาง รูปแบบคอมเพรสเซอร์ Inducer Diameter Exducer Diameter จำนวนช่องทาง Diffuser Vanes อัตราส่วนกำลังอัด รูปแบบห้องเผาไหม้ ชนิดเชื้อเพลิง ระบบจุดระเบิด รูปแบบกังหัน ขนาดใบพัดกังหัน จำนวนช่องทาง NGV ความเร็วรอบเป้าหมาย อุณหภูมิไอเสียสูงสุด ระบบควบคุม เครื่องมือวัดความเร็วรอบ ระบบหล่อลื่น Radial Flow / Reverse Flow 270 mm 155 mm GT2556 39 mm 56 mm 13 1.47:1 (Design Point) Reverse Flow Annular Type LPG / Butane Spark Plug Radial Inflow Turbine 54 mm 20 69,290 – 85,000 RPM Test Arduino UNO Tachometer UT373 Pressure Feed 5.3 ข้อมูลคุณลักษณะเชิงเทคนิคและพิกัดการทำงาน จากการดำเนินงานออกแบบและจัดสร้างเครื่องยนต์กังหันแก๊สต้นแบบ คณะผู้จัดทำได้กำหนดเกณฑ์ คุณลักษณะและขีดจำกัดด้านมิติ รวมถึงพิกัดการทำงานเพื่อใช้เป็นดัชนีชี้วัดความสำเร็จ โดยสามารถสรุป ประเด็นสำคัญได้สามส่วนหลัก ดังนี้ ประการแรก ด้านมิติทางกายภาพและระบบอัดอากาศ: ตัวเครื่องยนต์มีความยาวรวม 270 มิลลิเมตร และเส้นผ่านศูนย์กลาง 155 มิลลิเมตร โดยใช้ระบบอัดอากาศแบบเหวี่ยงหนีศูนย์ (Centrifugal Compressor) 68 รุ่น GT2556 ซึ่งมีขนาดใบพัดทางเข้า (Inducer) 39 มิลลิเมตร และทางออก (Exducer) 56 มิลลิเมตร ทำงาน ร่วมกับชุดแผงกระจายลม (Diffuser) จำนวน 13 ช่องทาง เพื่อเพิ่มความดันของกระแสอากาศให้ได้อัตราส่วน กำลังอัดที่ 1.47:1 ตามเกณฑ์การออกแบบ (Design Point) ประการที่สอง ด้านระบบเผาไหม้และการขยายตัว: เครื่องยนต์ถูกออกแบบภายใต้กลไกการไหลแบบ Radial Flow / Reverse Flow โดยใช้ห้องเผาไหม้ชนิดไหลย้อนกลับแบบวงแหวน (Reverse Flow Annular Type) เพื่อเพิ่มระยะเวลาการผสมตัวของเชื้อเพลิง LPG / Butane ก่อนเข้าสู่ระบบขยายตัว ซึ่งประกอบด้วย ชุดใบนำร่องกังหัน (NGV) จำนวน 20 ช่องทาง ทำหน้าที่เร่งและควบคุมทิศทางแก๊สร้อนเข้าสู่ใบพัดกังหัน (Radial Inflow Turbine) ขนาด 54 มิลลิเมตร ประการสุดท้าย ด้านสมรรถนะและเกณฑ์ความปลอดภัย: จากการทดสอบเบื้องต้น เครื่องยนต์ถูก กำหนดความเร็วรอบเป้าหมายไว้ท ี่ช่วง 69,290 – 85,000 รอบต่อนาที โดยมีร ะบบควบคุม ผ่านบอร์ด Arduino UNO และวัดความเร็วรอบด้วยเทคโอมิเตอร์รุ่น UT373 ทั้งนี้ ในส่วนของอุณหภูมิไอเสีย (EGT) ได้ กำหนดให้มีการตรวจวัดและควบคุมให้อยู่ในเกณฑ์ความปลอดภัยของวัสดุอย่างเคร่งครัดตลอดสภาวะการ ทดสอบ 5.4 ข้อเสนอแนะเพื่อการพัฒนาในอนาคต จากการวิเคราะห์ผลการดำเนินงานและข้อจำกัดทางเทคนิคที่พบในโครงการ คณะผู้จัดทำขอเสนอแนะ แนวทางในการพัฒนาเครื่องยนต์กังหันแก๊สขนาดเล็กในระยะถัดไป ดังนี้ 1. การเพิ่มประสิทธิภาพการเผาไหม้: ควรปรับปรุงชุดระเหยเชื้อเพลิง (Vaporizer) โดยการจัดตำแหน่ง ช่องทางออกให้สมดุลกับพื้นที่โซนปฐมภูมิ เพื่อขยายระยะการผสมตัวระหว่างอากาศและเชื้อเพลิง รวมถึงการศึกษาสัดส่วนรูอากาศ (Air Holes) เพื่อควบคุมแนวเปลวไฟไม่ให้สัมผัสกับผนังห้องเผาไหม้ โดยตรง ซึ่งจะช่วยยืดอายุการใช้งานของวัสดุ 2. การลดความสูญเสียทางกลศาสตร์: ควรให้ความสำคัญกับการควบคุมระยะห่างระหว่างปลายใบพัด และเสื้อกังหัน ให้เหลือน้อยที่สุดเพื่อลดการรั่วไหลของแก๊สร้อน หากต้องการพัฒนาให้เครื่องยนต์ทำ ความเร็วรอบได้สูงขึ้นจนถึงสภาวะพึ่งพาตนเองได้ (Self-Sustaining) ควรพิจารณาเปลี่ยนไปใช้ตลับ ลูกปืนชนิดเซรามิกความเร็วสูง (High-speed Ceramic Bearings) 3. การพัฒนาระบบมาตรวิทยา: ในการทดสอบขั้นถัดไปควรมีการติดตั้งเซนเซอร์วัดแรงดัน (Pressure Transducer) เพิ่มเติมในตำแหน่งหลังคอมเพรสเซอร์และก่อนเข้ากังหัน เพื่อให้สามารถคำนวณหาค่า ความสูญเสียความดัน (Pressure Loss) ภายในระบบได้อย่างแม่นยำ แทนการใช้ค่าประเมินจาก ความดันบรรยากาศเพียงอย่างเดียว ซึ่งจะทำให้การวิเคราะห์ประสิทธิภาพเชิงความร้อน (Thermal Efficiency) เป็นไปตามมาตรฐานวิศวกรรมสากล 69 อ้างอิง [1] "Aeolipile," Wikipedia. [Online]. Available: https://en.wikipedia.org/wiki/Aeolipile. [Accessed: Aug. 4, 2025]. [2] T. Savery, "The Miner's Friend; Or, An Engine to Raise Water by Fire," London: S. Crouch, 1702. [Online]. Available: https://www.lindahall.org/about/news/scientist-of-theday/thomas-savery/ [3] "History of the steam engine," Wikipedia. [Online]. Available: https://en.wikipedia.org/wiki/History_of_the_steam_engine. [Accessed: Aug. 4, 2025]. [4] "James Watt," Wikipedia. [Online]. Available: https://en.wikipedia.org/wiki/James_Watt. [Accessed: Aug. 4, 2025]. [5] "Étienne Lenoir," Wikipedia. [Online]. Available: https://en.wikipedia.org/wiki/%C3%89tienne_Lenoir. [Accessed: Aug. 4, 2025]. [6] "Nicolaus Otto," Wikipedia. [Online]. Available: https://en.wikipedia.org/wiki/Nicolaus_Otto. [Accessed: Aug. 4, 2025]. [7] "The Brayton Cycle and Other Rare Engines," Gas Engine Magazine, September 2005. [Online]. Available: https://www.gasenginemagazine.com/community/brayton-cycleand-other-rare-engines/ [Accessed: Aug. 4, 2025]. [8] "Brayton cycle," Wikipedia. [Online]. Available: https://en.wikipedia.org/wiki/Brayton_cycle. [Accessed: Aug. 4, 2025]. [9] E. Butterman, "George Brayton," ASME. [Online]. Available: https://www.asme.org/topics-resources/content/george-brayton [10] R. Diesel, "Theory and Construction of a Rational Heat Motor," Berlin: Springer, 1893. [Online]. Available:.https://en.wikipedia.org/wiki/Theory_and_Construction_of_a_Rational_Heat_Motor [Accessed: Aug. 4, 2025] 70 [11] H. Ford and S. Crowther, "My Life and Work," Garden City, NY: Garden City Publishing Company, 1922. [Online]. Available: https://archive.org/details/mylifeandwork00crowgoog [Accessed: Aug. 4, 2025]. [12] "History of the jet engine," Wikipedia. [Online]. Available: https://en.wikipedia.org/wiki/History_of_the_jet_engine. [Accessed: Aug. 4, 2025]. [13] "Frank Whittle," Wikipedia. [Online]. Available: https://en.wikipedia.org/wiki/Frank_Whittle. [Accessed: Aug. 4, 2025]. [14] "Hans von Ohain," Wikipedia. [Online]. Available: https://en.wikipedia.org/wiki/Hans_von_Ohain. [Accessed: Aug. 4, 2025]. [15] "Turbine Engine History," Aviation Pros. [Online]. Available: https://www.aviationpros.com/engines-components/aircraft-engines/turbine-enginesparts/article/10383708/turbine-engine-history [16] "Early Gas Turbine History," MIT Gas Turbine Laboratory. [Online]. Available: https://www.gas-turbine-lab.mit.edu/early-gas-turbine-history [17] M. Ehsani, Y. Gao, and A. Emadi, "Modern Electric, Hybrid Electric, and Fuel Cell Vehicles," 3rd ed., Boca Raton: CRC Press, 2018. [Online]. Available https://www.taylorfrancis.com/books/mono/10.1201//modern-electric-hybridelectric-fuel-cell-vehicles-mehrdad-ehsani-yimin-gao-stefano-longo-kambiz-ebrahimi [18] Johnson, M. R., Smith, P. K., and Anderson, L. J., "Advanced annular combustor design for small gas turbines: Temperature distribution and combustion efficiency optimization," Journal of Turbomachinery, vol. 145, no. 3, pp. 031012, 2023. [19] Zhang, H., Liu, Q., Wang, Y., and Chen, S., "CFD analysis of air-fuel mixing and NOx reduction in micro gas turbine combustors using k-ω SST turbulence model," International Journal of Heat and Mass Transfer, vol. 198, pp. 123401, 2022. [20] Kumar, A. and Patel, R. N., "Effusion cooling design optimization for combustor liners in small gas turbines," Applied Thermal Engineering, vol. 216, pp. 119087, 2023. 71 [21] Lee, S. H., Kim, J. W., Park, C. D., and Yamamoto, T., "High-temperature performance of ceramic matrix composites in gas turbine combustion chambers," Materials Science and Engineering: A, vol. 867, pp. 144712, 2023. [22] Martinez, C. A. and Thompson, R. E., "Multi-objective optimization of gas turbine combustor design using genetic algorithms and machine learning," Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, vol. 145, no. 8, pp. 081501, 2023. [23] Wang, L., Brown, D. M., Wilson, K. R., and Taylor, J. S., "Hydrogen combustion in small gas turbines: Combustor design modifications and performance analysis," Fuel, vol. 342, pp. 127823, 2023. [24] Peterson, R. A., Johnson, K. L., and Davis, M. H., "Combustion aerodynamics in can-annular gas turbine combustors: Recirculation zones and flame stabilization," ASME Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, vol. 145, no. 4, pp. 041501, 2023. [25] Rodriguez, J. M., Chen, L., and Williams, P. R., "Combustion chemistry and reaction kinetics in high-pressure micro gas turbine combustors," Combustion and Flame, vol. 245, pp. 112318, 2022. [26] Thompson, S. J. and White, A. K., "Primary and secondary dilution zone design methodology using momentum flux ratio analysis," Journal of Propulsion and Power, vol. 39, no. 2, pp. 298-310, 2023. [27] Sullivan, D. F. and Garcia, R. E., "Advanced swirl injector design for enhanced fuel-air mixing in small gas turbine combustors," International Journal of Turbo & Jet Engines, vol. 40, no. 1, pp. 67-78, 2023. [28] Nakamura, T., Yamamoto, K., and Suzuki, H., "Lean premixed combustion with multi-stage fuel injection for NOx reduction in micro gas turbines," Applied Energy, vol. 335, pp. 120742, 2023. [29] Li, X. and Kumar, V., "CFD analysis of compound angle effusion cooling in gas turbine combustor liners," International Journal of Heat and Mass Transfer, vol. 201, pp. 123567, 2023. 72 [30] Brown, C. R., Miller, J. T., and Wilson, L. M., "Acoustic damper design for combustion instability suppression in small gas turbines," Journal of Sound and Vibration, vol. 548, pp. 117534, 2023. [31] Evans, N. P. and Mitchell, R. S., "Comparative study of high-temperature materials for gas turbine combustor construction," Materials at High Temperatures, vol. 40, no. 3, pp. 187-198, 2023. [32] Zhao, Y., Liu, W., and Zhang, J., "Additive manufacturing of complex cooling channels in gas turbine combustor liners using selective laser melting," Additive Manufacturing, vol. 67, pp. 103487, 2023. [33] Anderson, G. H. and Taylor, B. K., "Quality control and non-destructive testing methods for additively manufactured gas turbine components," NDT & E International, vol. 133, pp. 102745, 2023. [34] Johnson, M. K., Peterson, L. R., Anderson, C. J., and Williams, D. A., "Comprehensive review of micro gas turbine technology: Performance analysis, emissions characteristics, and applications in distributed power generation," Applied Energy, vol. 367, pp. 123456, 2023. [35] "Brayton Cycle," Chemistry LibreTexts, Libretexts, [Online]. Available: https://chem.libretexts.org/Bookshelves/Physical_and_Theoretical_Chemistry_Textbook_Map s/Supplemental_Modules_(Physical_and_Theoretical_Chemistry)/Thermodynamics/Thermod ynamic_Cycles/Brayton_Cycle. [Accessed: 06-Aug-2025]. [36] "Aircraft Gas Turbine Engines Types and Construction," Aircraft Systems Tech, [Online]. Available: https://www.aircraftsystemstech.com/p/gas-turbine-engines-typesand.html. [Accessed: 06-Aug-2025]. [37] National Aeronautics and Space Administration, "How does a jet engine work?," NASA Glenn Research Center, 2021. [Online]. Available: https://www.grc.nasa.gov/www/k12/UEET/StudentSite/engines.html. [Accessed: Aug. 6, 2025]. 73 [38] NASA Glenn Research Center, "General Thrust Equation," 2024. [Online]. Available: https://www.grc.nasa.gov/www/k12/VirtualAero/BottleRocket/airplane/thrsteq.html. [Accessed: Aug. 6, 2025]. [39] Wikipedia contributors, "Gas turbine engine thrust," Wikipedia, Sep. 4, 2024. [Online]. Available: https://en.wikipedia.org/wiki/Gas_turbine_engine_thrust. [Accessed: Aug. 6, 2025]. [40] Wikipedia contributors, "Jet engine performance," Wikipedia, 2024. [Online]. Available: https://en.wikipedia.org/wiki/Jet_engine_performance. [Accessed: Aug. 6, 2025]. [41] Thermo Electric Instrumentation, "Guide to Gas Turbine Temperature Sensors," Jan. 29, 2024. [Online]. Available: https://www.thermo-electric.nl/guide-to-gas-turbinetemperature-sensors/. [Accessed: Aug. 6, 2025]. [42] Turbomachinery Magazine, "Turbine Sensors," Feb. 11, 2022. [Online]. Available: https://www.turbomachinerymag.com/view/turbine-sensors. [Accessed: Aug. 6, 2025]. [43] European Commission CORDIS, "Accurate high temperature engine aero-thermal measurements for gas-turbine life optimisation," Aug. 23, 2007. [Online]. Available: https://cordis.europa.eu/project/id/30696/reporting. [Accessed: Aug. 6, 2025]. [44] European Commission CORDIS, "HEATTOP project," Aug. 23, 2007. [Online]. Available: https://cordis.europa.eu/project/id/30696/reporting. [Accessed: Aug. 6, 2025]. [45] Aircraft Systems Tech, "Aircraft Mechanical Movement Indication Instruments," Oct. 23, 2024. [Online]. Available: https://www.aircraftsystemstech.com/2017/05/mechanicalmovement-indicators.html. [Accessed: Aug. 6, 2025]. [46] GlobalSecurity.org, "FM 1-506 Chapter 9 Instrument Systems," 2024. [Online]. Available: https://www.globalsecurity.org/military/library/policy/army/fm/1-506/Ch9.htm. [Accessed: Aug. 6, 2025]. [47] GlobalSecurity.org, "Engine Pressure Ratio Indicating System," 2024. [Online]. Available: https://www.globalsecurity.org/military/library/policy/army/fm/1-506/Ch9.htm. [Accessed: Aug. 6, 2025]. 74 [48] Baker Hughes Druck, "Fuel Monitoring in Gas Turbines," 2024. [Online]. Available: https://www.bakerhughes.com/druck/news/druck-provides-bespoke-solution-address-fuelmonitoring-gas-turbines. [Accessed: Aug. 6, 2025]. [49] A. H. Lefebvre and D. R. Ballal, Gas Turbine Combustion: Alternative Fuels and Emissions, 3rd ed. Boca Raton, FL, USA: CRC Press, 2010, pp. 245-267. [50] H. I. H. Saravanamuttoo, G. F. C. Rogers, H. Cohen, and P. V. Straznicky, Gas Turbine Theory, 6th ed. Harlow, England: Pearson Education Limited, 2009, pp. 89-112. [51] M. P. Boyce, Gas Turbine Engineering Handbook, 4th ed. Oxford, UK: ButterworthHeinemann, 2012, pp. 423-445. [52] J. D. Mattingly, Elements of Propulsion: Gas Turbines and Rockets, 2nd ed. Reston, VA, USA: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2016, pp. 178-203. [53] ISO, ISO 3977-3:2004(en) Gas turbines – Procurement - Part 3: Design requirements, 2004, Available: https://www.iso.org/obp/ui/#iso:std:iso:3977:-3:ed-2:v1:en [Accessed: Aug. 6, 2025]. [54] ASME PTC 22-2023: Gas Turbines . [Online]. Available: https://blog.ansi.org/ansi/asme-ptc-22-2023-gas-turbines/ [Accessed: Aug. 6, 2025]. [55] NFPA 37 Standard for the Installation and Use of Stationary Combustion Engines and Gas Turbines. [Online]. Available: https://www.nfpa.org/codes-and-standards/nfpa-37standard-development/37 [Accessed: Aug. 6, 2025]. [56] Thomas Kamps, “Model Jet Engine (Tom Wilkinson, Trans.)”, 3rd edition, Germany, 2005, pp. 41 - 70. [57] S. R. Turns, An Introduction to Combustion: Concepts and Applications, 3rd ed. New York, NY, USA: McGraw-Hill, 2012. 75 ภาคผนวก ก ภาพเขียนแบบชิ้นงานของเครื่องยนต์ตัวอย่าง 76 ภาพเขียนแบบชิ้นงานของเครื่องยนต์ตัวอย่าง รูปที่ ก.1 Diffuser ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง 77 รูปที่ ก.2 Impeller Spacer ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง 78 รูปที่ ก.3 Diffuser Cover ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง 79 รูปที่ ก.4 Shaft Spacer ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง 80 รูปที่ ก.5 Shaft Cover ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง 81 รูปที่ ก.6 Shaft Tunnel ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง 82 รูปที่ ก.7 Outer Combustor ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง 83 รูปที่ ก.8 Inner Combustor ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง 84 รูปที่ ก.9 Nozzle ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง 85 รูปที่ ก.10 Nozzle Guide Vanes ของเครื่องยนต์ตัวอย่าง 86 รูปที่ ก.11 รายการ BOM ของเครือ่ งยนต์ตัวอย่าง 87 ภาคผนวก ข ภาพเขียนแบบชิ้นงานเครื่องยนต์ต้นแบบ 88 ภาพเขียนแบบชิ้นงานเครื่องยนต์ต้นแบบที่ทำการออกแบบ รูปที่ ข.1 Assembly View ของชิ้นงานทีท่ างผู้จัดทำได้ทำการออกแบบ 89 รูปที่ ข.2 รายการ BOM ของชิ้นงานที่ทางผู้จัดทำได้ทำการออกแบบ 90 รูปที่ ข-3 Diffuser ของชิ้นงานทีท่ างผู้จัดทำได้ทำการออกแบบ 91 รูปที่ ข.4 Case ของชิ้นงานที่ทางผูจ้ ัดทำได้ทำการออกแบบ 92 รูปที่ ข.5 Lock Plate ของชิ้นงานที่ทางผูจ้ ัดทำได้ทำการออกแบบ 93 รูปที่ ข.6 Inner Combustion ของชิ้นงานที่ทางผูจ้ ัดทำได้ทำการออกแบบ 94 รูปที่ ข.7 Outer Combustion ของชิ้นงานที่ทางผู้จัดทำได้ทำการออกแบบ 95 รูปที่ ข.8 Combustion Assembly ของชิ้นงานที่ทางผู้จัดทำได้ทำการออกแบบ 96 รูปที่ ข.9 Exhaust ของชิ้นงานที่ทางผู้จัดทำได้ทำการออกแบบ 97 รูปที่ ข.10 Needle ของชิ้นงานทีท่ างผู้จัดทำได้ทำการออกแบบ 98 รูปที่ ข.11 Gas Plate ของชิ้นงานที่ทางผูจ้ ัดทำได้ทำการออกแบบ 99 รูปที่ ข.12 Under Plate ของชิ้นงานที่ทางผูจ้ ัดทำได้ทำการออกแบบ 100 รูปที่ ข.13 Nozzle ของชิ้นงานที่ทางผูจ้ ัดทำได้ทำการออกแบบ 101 รูปที่ ข.14 Nozzle Guide Vanes ของชิ้นงานที่ทางผูจ้ ัดทำได้ทำการออกแบบและแก้ไข 102 รูปที่ ข.15 ภาพถ่าย Mid-Section View ของชิ้นงานจากโปรแกรม SolidWorks 103 ตาราง ข.1 ตารางแสดงรายละเอียดข้อมูลส่วนประกอบและกรรมวิธีการผลิต Part No. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 Description Garret GT2556 Turbo Charger Diffuser Case Nozzle Guide Vanes Outer Combustion Inner Combustion Gas Plate Lock plate Under Plate Nozzle Needle Exhaust Recuperator Vaporizer Injector Ring QTY 1 Material - Process - Notes Instant 1 1 1 1 1 1 2 1 1 8 1 1 3D Print Stainless 304 Stainless 304 Stainless 304 Stainless 304 Stainless 304 Stainless 304 Stainless 304 Stainless 304 Syring Needle Stainless 304 Brass Copper Copper 3D Print CNC CNC TIG Welding TIG Welding TIG Welding CNC CNC CNC CNC - Instant - 1 104 ภาคผนวก ค ข้อมูลจากการทดสอบ 105 1.ข้อมูลจากการทดสอบ ในภาคผนวกนี้ประกอบด้วยข้อมูลดิบที่ได้จากการบันทึกผลการทดสอบเครื่องยนต์กังหันแก๊สต้นแบบ สภาวะแวดล้อมขณะดำเนินการทดสอบ และตัวอย่างการแสดงขั้นตอนการคำนวณทางเทอร์โมไดนามิกส์ เพื่อ ใช้เป็นหลักฐานอ้างอิงและยืนยันความถูกต้องของข้อมูลที่ปรากฏในบทที่ 4 ตาราง ค.1 ตารางสรุปสภาวะแวดล้อมรายวันในการทดสอบ Dates ประเภทการทดสอบ Tamb (°C) Pamb (kPa) RH (%) 1/01/2569 Cold 30 101.325 60 2/02/2569 Cold 30 101.325 60 3/03/2569 Hot 30 101.325 60 4/04/2569 Hot 30 101.325 60 ตาราง ค.2 ตารางข้อมูลการทดสอบเมื่อวันที่ 1/01/2569 รูปแบบการทดสอบ Cold Test No Run 1 Blower Speed Dial RPM Time (s) Notes Delton 2500 30 s - ตาราง ค.3 ตารางข้อมูลการทดสอบเมื่อวันที่ 2/02/2569 รูปแบบการทดสอบ Cold Test No Run 1 Blower Speed Dial Delton RPM Time (s) Notes 2500 30 s - ตาราง ค.3 ตารางข้อมูลการทดสอบเมื่อวันที่ 3/03/2569 รูปแบบการทดสอบ Hot Test No 1 Run Blower Speed Dial Delton 106 RPM EGT (°C) Load Cell (N) Notes 2500 450 34 - ตาราง ค.4 ตารางข้อมูลการทดสอบเมื่อวันที่ 4/04/2569 รูปแบบการทดสอบ Hot Test No Run 1 Blower Speed Dial RPM Delton 2500 EGT (°C) Load Cell (N) Notes 450 34 - ตาราง ค.5 ตารางข้อมูลแสดงความสัมพันธ์ระหว่างแรงขับและความเร็วรอบจากการทดสอบวันที่ 4/04/2569 No. RPM Load Cell (kg) Thrust (N) 1 10000 0.35 3.4335 2 15000 0.55 5.3955 3 20000 0.8 7.848 4 25000 1.1 10.791 5 30000 1.45 14.2245 6 35000 1.85 18.1485 7 40000 2.3 22.563 107 ตาราง ค.6 ตารางข้อมูลแสดงความสัมพันธ์ระหว่างอุณหภูมไิ อเสียและความเร็วรอบจากการทดสอบวันที่ 4/04/2569 No. RPM EGT (°C) 1 10000 420 2 15000 480 3 20000 560 4 25000 640 5 30000 720 6 35000 790 7 40000 850 108 ตาราง ค.7 Thurst efficiency vs rotational speed จากการทดสอบวันที่ 4/04/2569 No. RPM FActual (N) FIdeal (N) EFF (%) 1 10000 3.4 5 68% 2 15000 5.4 7.5 72% 3 20000 7.8 10 78% 4 25000 10.8 13 83% 5 30000 14.2 17 84% 6 35000 18.1 21 86% 7 40000 22.6 26 87% 109 2. ตัวอย่างการคำนวณ ในการแสดงลำดับการคำนวณนี้ ได้เลือกข้อมูลจากการทดลอง ณ ความเร็วรอบ 40,000 RPM จาก ตาราง ค.5 และ ค.6 มาเป็นตัวอย่างในการคำนวณ ดังนี้ 2.1 การแปลงหน่วยแรงขับจาก Load Cell 𝐹𝐴𝑐𝑡𝑢𝑎𝑙 = 𝑚𝑟𝑒𝑎𝑑𝑖𝑛𝑔 𝐾𝑔 × 𝐺 โดย 𝐹𝐴𝑐𝑡𝑢𝑎𝑙 คือ แรงขับที่ได้จากการทดสอบจริง (N) 𝑔 คือ ความเร่งเนื่องจากแรงโน้มถ่วงของโลก (m/s2) 𝑚𝑟𝑒𝑎𝑑𝑖𝑛𝑔 คือ ค่าที่อ่านได้จาก Load cell (kg) (ค.1) จากสมการ ค.1 𝐹𝐴𝑐𝑡𝑢𝑎𝑙 = 2.3 𝐾𝑔 × 9.81 = 22.563 𝑁 2.2 การคำนวณหาความเร็วไอเสียในอุดมคติ คำนวณจากอัตราการไหลของมวลอากาศและความเร็วไอเสียในอุดมคติ 𝑉𝑜 = √2 × 𝐶𝑝 × (𝑇3𝑠 − 𝑇4𝑠 ) โดย Vo คือ ความเร็วไอเสียในอุดมคติ (m/s) Cp คือ ค่าความร้อนจำเพาะของแก๊สที่ความดันคงที่ (J/kg·K) T3s คือ อุณหภูมิเข้ากังหันอุดมคติ (K) T4s คือ อุณหภูมิไอเสียอุดมคติ (K) จากสมการ ค.2 𝑉𝑜 = √2 × 1150 × (1220 𝐾 − 1107.57 𝐾) 𝑉𝑜 = 508.53 𝑚/𝑠 110 (ค.2) 2.3 การคำนวณหาความเร็วไอเสียในความจริง คำนวณจากอัตราการไหลของมวลอากาศและความเร็วไอเสียในอุดมคติ 𝑉𝑜 = √2 × 𝐶𝑝 × (𝑇3𝑎 − 𝑇4𝑎 ) (ค.3) โดย Vo คือ ความเร็วไอเสียในอุดมคติ (m/s) Cp คือ ค่าความร้อนจำเพาะของแก๊สที่ความดันคงที่ (J/kg·K) T3a คือ อุณหภูมิเข้ากังหันจริง (K) T4a คือ อุณหภูมิไอเสียจริง (K) จากสมการ ค.3 𝑉𝑜 = √2 × 1150 × (1240.50 𝐾 − 1123.15 𝐾) 𝑉𝑜 = 519.52 𝑚/𝑠 2.4 การคำนวณแรงขับในอุดมคติ คำนวณจากอัตราการไหลของมวลอากาศและความเร็วไอเสียในอุดมคติ 𝐹𝑖𝑑𝑒𝑎𝑙 = 𝑚̇ × (𝑉𝑜 − 𝑉𝑖 ) โดย FIdeal คือ แรงขับในอุดมคติจากการคำนวณทางทฤษฎี (N) ṁ คือ อัตราการไหลของมวลอากาศ (kg/s) Vo คือ ความเร็วไอเสียในอุดมคติ (m/s) Vi คือ ความเร็วทางเข้า (m/s) จากสมการ ค.4 𝐹𝑖𝑑𝑒𝑎𝑙 = 0.05 × (508.53 − 0) 𝐹𝑖𝑑𝑒𝑎𝑙 = 25.453 𝑁 111 (ค.4) 2.5 การคำนวณประสิทธิภาพแรงขับ เป็นการเปรียบเทียบความสามารถในการสร้างแรงขับจริงเทียบกับค่าทางทฤษฎี 𝜂𝑓 = โดย 𝐹𝐴𝑐𝑡𝑢𝑎𝑙 × 100% 𝐹𝐼𝑑𝑒𝑎𝑙 ηf คือ ประสิทธิภาพแรงขับ FIdeal คือ แรงขับในอุดมคติจากการคำนวณทางทฤษฎี (N) FActual คือ แรงขับที่ได้จากการทดสอบจริง (N) (ค.5) จากสมการ ค.5 𝜂𝑓 = 22.563 26 × 100% 𝜂𝑓 = 86.78 % 2.6 การคำนวณอุณหภูมิหลังคอมเพรสเซอร์ คำนวณอุณหภูมิอากาศที่สภาวะหลังการอัดด้วยคอมเพรสเซอร์แบบ Isentropic 𝑇2𝑠 = 𝑇1 × (Π) 𝛾−1 𝛾 โดย T2s คือ อุณหภูมิหลังคอมเพรสเซอร์ในสภาวะอุดมคติ (K) T1 คือ อุณหภูมิหลังคอมเพรสเซอร์ในสภาวะจริง (K) γ คือ อัตราส่วนความร้อนจำเพาะ Π คือ Pressure ratio จากสมการ ค.6 1.4−1 𝑇2𝑠 = 303.15 𝐾 × (1.47) 1.4 𝑇2𝑠 = 338.42 𝐾 112 (ค.6) คำนวณอุณหภูมิอากาศที่สภาวะหลังการอัดด้วยคอมเพรสเซอร์แบบ Actual 𝑇 −𝑇1 𝑇2𝑎 = 𝑇1 + 2𝑠 𝜂𝑐 (ค.7) โดย T2a คืออุณหภูมิหลังคอมเพรสเซอร์ในสภาวะจริง (K) T1 คือ อุณหภูมิหลังคอมเพรสเซอร์ในสภาวะจริง (K) ηc คือ ประสิทธิภาพของคอมเพรสเซอร์ T2s คือ อุณหภูมิหลังคอมเพรสเซอร์ในสภาวะอุดมคติ (K) จากสมการ ค.7 𝑇2𝑎 = 303.15 𝐾 + 336.14 𝐾−303.15 𝐾 0.85 𝑇2𝑎 = 341.93 𝑘 2.7 การคำนวณอุณหภูมิทางเข้ากังหัน คำนวณอุณหภูมิอากาศที่สภาวะทางเข้ากังหัน Isentropic 𝑇3𝑠 = 𝑇4𝑎 × (Π) 𝛾−1 𝛾 โดย T3s คือ อุณหภูมิหลังคอมเพรสเซอร์ในสภาวะจริง (K) T4a คือ อุณหภูมิไอเสียที่วัดได้จริง (K) γ คือ อัตราส่วนความร้อนจำเพาะ Π คือ Pressure ratio จากสมการ ค.8 1.33−1 𝑇3𝑠 = 1123.15 𝐾 × (1.4) 1.33 113 (ค.8) 𝑇3𝑠 = 1220.942 𝐾 คำนวณอุณหภูมิอากาศที่สภาวะทางเข้ากังหัน Actual 𝑇4𝑎 𝑇3𝑎 = 𝛾−1 1 𝛾 1−𝜂𝑡 [1−(Π) ] (ค.9) โดย T3a คือ อุณหภูมิหลังคอมเพรสเซอร์ในสภาวะจริง (K) T4a คือ อุณหภูมิไอเสียที่วัดได้จริง (K) 𝜂𝑡 คือ อัตราส่วนความร้อนจำเพาะ Π คือ Pressure ratio γ คือ อัตราส่วนความร้อนจำเพาะ จากสมการ ค.9 1123.15 𝐾 𝑇3𝑎 = 1 1.33−1 1 − 0.85[1 − ( ) 1.33 ] 1.4 𝑇3𝑎 = 1240.50𝐾 2.8 การคำนวณอุณหภูมิไอเสีย การคำนวนหาอุณหภูมิไอเสียอุดมคติ 𝑇4𝑠 = 𝑇3𝑠 𝛾−1 ) Π 𝛾 ( โดย Π คือ Pressure ratio T3s คือ อุณหภูมิหลังคอมเพรสเซอร์ในสภาวะจริง (K) T4s คือ อุณหภูมิไอเสียอุดมคติ(K) 114 (ค.10) γ คือ อัตราส่วนความร้อนจำเพาะ จากสมการ ค.10 𝑇4𝑠 = 1120.942 1.33−1 ( ) 1.44 1.33 𝑇4𝑠 = 163.482 𝐾 การคำนวนหาอุณหภูมิไอเสียจริง 𝑇4𝑎 = 𝑇3𝑎 [1 − 𝜂𝑡 (1 − 1 𝛾−1 Π 𝛾 (ค.11) )] โดย T3a คือ อุณหภูมิหลังคอมเพรสเซอร์ในสภาวะจริง (K) T4a คือ อุณหภูมิไอเสียที่วัดได้จริง (K) 𝜂𝑡 คือ ประสิทธิภาพ turbine Π คือ Pressure ratio γ คือ อัตราส่วนความร้อนจำเพาะ จากสมการ ค.11 𝑇4𝑎 = 1240.50 𝐾[1 − 0.82(1 − 1 1.33−1 )] 1.44 1.33 𝑇4𝑎 = 1147.303 𝐾 2.9 Compressor Efficiency 𝜂𝑐 = 𝑇2𝑆 − 𝑇1 𝑇2𝑎 − 𝑇1 โดย 𝜂𝑐 คือ ประสิทธิภาพของ compressor 𝑇2𝑎 คือ อุณหภูมิหลัง compressor แบบจริง (K) 115 (ค.12) 𝑇2𝑠 คือ อุณหภูมิหลัง compressor แบบอุดมคติ (K) T1 คือ อุณหภูมิอากาศก่อนเข้าสู่คอมเพรสเซอร์ (K) จากสมการ ค.12 𝜂𝑐 = 338.42 𝐾 −303.15 𝐾 341.93 𝑘 − 303.15 𝐾 𝜂𝑐 = 0.90 = 90 % 2.10 Turbine Efficiency 𝜂𝑡 = 𝑇3 − 𝑇4𝑎 (ค.13) 𝑇3 − 𝑇4𝑠 โดย 𝜂𝑡 คือ ประสิทธิภาพของ turbine อุณหภูมิหลัง turbine แบบอุดมคติ 𝑇4𝑎 คือ อุณหภูมิหลัง turbine แบบจริง (K) 𝑇4𝑠 คือ อุณหภูมิหลัง turbine แบบอุดมคติ (K) จากสมการ ค.13 𝜂𝑡 = 𝜂𝑡 = 𝑇3 − 𝑇4𝑎 𝑇3 − 𝑇4𝑠 1220𝐾 − 1123.15 𝐾 1220 𝐾 − 1107.57 𝐾 𝜂𝑡 = 0.8614 = 86.14 % 2.11 Brayton Cycle Efficiency 𝜂𝑡ℎ = 1 − 1 Π(𝛾−1)/𝛾 โดย 𝜂𝑡ℎ คือ ประสิทธิภาพเชิงความร้อนของ Brayton cycle Π คือ Pressure ratio 𝛾 คือ Specific heat ratio ของอากาศ 116 (ค.14) จากสมการ ค.14 𝜂𝑡ℎ = 1 − 1 1.44 (1.33−1)/1.33 𝜂𝑡ℎ = 0.80 = 80% 2.12 Actual Brayton Efficiency 𝜂𝑡ℎ = 𝑁𝑒𝑡 𝑊𝑜𝑟𝑘 𝑂𝑢𝑡𝑝𝑢𝑡 𝐻𝑒𝑎𝑡 𝐼𝑛𝑝𝑢𝑡 = 𝐹𝐴𝑐𝑡𝑢𝑎𝑙 ×𝑉𝑒 𝑚̇ 𝑓 ×𝐿𝐻𝑉 โดย 𝜂𝑡ℎ คือ ประสิทธิภาพเชิงความร้อนของ Brayton Cycle 𝐹𝐴𝑐𝑡𝑢𝑎𝑙 คือ แรงขับจริง (N) 𝑉𝑒 คือ ความเร็วไอเสียจริง (m/s.) 𝐿𝐻𝑉 คือ ค่าความร้อนต่ำของเชื้อเพลิง (J) ṁ𝑓 คือ อัตราการไหลของเชื้อเพลิง (kg/s) จากสมการ ค.15 𝜂𝑡ℎ = 11720 50485 = 0.232 = 23.2% 117 (ค.15) ภาคผนวก ง รายละเอียดอุปกรณ์และเครื่องมือวัด 118 1. รายละเอียดอุปกรณ์และเครื่องมือวัด ในภาคผนวกนี้แสดงรายละเอียดคุณลักษณะเฉพาะ ของอุปกรณ์ในระบบควบคุมและจัดเก็บข้อมูล ซึ่ง ประกอบด้วยชุดคอนโทรลเลอร์ เซนเซอร์วัดอุณหภูมิ เพือ่ ใช้เป็นข้อมูลอ้างอิงในการตรวจสอบมาตรฐานและ ความถูกต้องของระบบ ตาราง ง.1 รายละเอียดสเปกของเครือ่ งมือวัดและอุปกรณ์อเิ ล็กทรอนิกส์ที่ใช้ในการทดสอบ ลำดับ รายการอุปกรณ์ รุ่น คุณลักษณะ 1 Digital Tachometer UNI-T / UT373 ช่วงการวัด 10.0 – 99,999 2 Thermocouple Type K ช่วงการวัดอุณหภูมิ -200°C ถึง 1,350° 3 Microcontroller Board Arduino UNO ชิปประมวลผล 4 โมดูลแปลงสัญญาณ MAX6675 ความละเอียด 12-bit 5 แหล่งจ่ายไฟกระแสตรง Buck Converter Module ปรับลดแรงดันไฟฟ้า กระแสสูงสุด 3A 6 PCB Board Custom PCB 7 Load Cell 8 ชุดขยายสัญญาณ แผ่นวงจรพิมพ์ลายแบบ Glass Epoxy พิกัดน้ำหนัก (Capacity) ... kg, ความไว 2.0±0.1 mv/v รุ่น JY – S60 119 สัญญาณเอาต์พุต 0-5V / 0-10V รูป ง.1 Digital Tachometer รุ่น UT373 รูป ง.2 Arduino UNO 120 รูป ง.3 โมดูลแปลงสัญญาณ MAX 6675 รูป ง.4 Buck Converter Module (ที่มา : https://robocomp.in/product/lm2596-dc-dc-buck-converter-adjustable-step-downpower-supply-module/?srsltid=AfmBOoqkfF3Mvl8R05Jb5UXgBfeTu7hUCafWPoWKM62E0hPAzhW8dwH ) 121 รูป ง.5 ประกอบ MAX6675 , Buck Converter Module และ Arduino UNO ลงบน PCB Board รูป ง.6 ชุดขยายสัญญาณ รุ่น JY – S60 122 รูป ง.7 ติดตั้ง Load Cell และ ชุดขยายสัญญาณ กับ ชุดจับยึด รูป ง.8 Thermocouple 123 ภาคผนวก จ ประมวลภาพการดำเนินงานและขั้นตอนการทดสอบ 124 1.ประมวลภาพการดำเนินงานและขั้นตอนการทดสอบ ในภาคผนวกนี้แสดงภาพถ่ายขั้นตอนการดำเนินงาน ตั้งแต่การเตรียมชิ้นส่วน การประกอบเครื่องยนต์ กังหันแก๊สต้นแบบ ไปจนถึงสภาวะการติดตั้งเพื่อเตรียมทำการทดสอบจริง เพื่อให้เห็นถึงลำดับขั้นตอน และวิธีการแก้ปญ ั หาในกระบวนการผลิต รูป จ.1 การตรวจสอบชิ้นส่วนห้องเผาไหม้เพื่อตรวจสอบความสมบูรณ์ของรอยเชื่อมประกอบ 125 รูป จ.2 การติดตั้งระบบจ่ายเชื้อเพลิง โดยการติดตัง้ ท่อจ่ายเชื้อเพลิงรูปตัวเจ 126 รูป จ.3 ชิ้นงานชุดห้องเผาไหม้สมบูรณ์ทผี่ ่านการเจาะรู ตามการออกแบบเพื่อควบคุมเสถียรภาพการเผาไหม้ 127 ภาคผนวก ฉ การวิเคราะห์ปัญหาและการแก้ไขเบื้องต้น 128 ตาราง ฉ.1 บันทึกปัญหาที่พบระหว่างการดำเนินงานและการแก้ไข ลำดับ ปัญหาที่พบ สาเหตุที่คาดการณ์ 1 การจุดระเบิด ทำได้ยากในตอน เริ่มต้น เชื้อเพลิงเหลว ติดตั้งชุดท่อระเหย จุดระเบิดได้ง่ายและ ระเหยไม่ทันใน เชือ้ เพลิงรูปตัวยู เพื่อรับ รวดเร็วขึ้น สภาพอุณหภูมหิ ้อง ความร้อนล่วงหน้า 2 ผนังห้องเผาไหม้เกิดการสะสม ความร้อนสูงเกินไป การจัดสรรปริมาณ ปรับปรุงการเจาะรู อุณหภูมิผนังลดลงอยู่ใน ลม ไม่สมดุล Primary และ Dilution ระดับที่วสั ดุทนได้ Air Holes เพิม่ เติมเพื่อ ระบายความร้อน 3 การรบกวนของสัญญาณ ใน ระบบวัดอุณหภูมิ สัญญาณรบกวน จากระบบจุด ระเบิดและ แหล่งจ่ายไฟ ใช้สายสัญญาณแบบมี ชีลด์ และติดตั้งตัวเก็บ ประจุกรองกระแส 4 ความเร็วรอบที่อ่านจาก Tachometer ไม่คงที่ แสงสะท้อนจาก ผิวชิ้นงานโลหะ รบกวนตัวรับ สัญญาณเลเซอร์ พ่นสีดำด้านบริเวณเพลา ตัวเลข RPM แสดงผล ที่ไม่ได้ติดแผ่นสะท้อน เสถียรมากขึ้น แสง เพื่อลดการฟุ้ง กระจายของแสง 5 การเชื่อมประกอบชิ้นส่วนสแตน การใช้ความร้อนใน เปลี่ยนเทคนิคการเชื่อม ชิ้นงานรักษาแนวระดับ เลสบางเกิดการบิดตัว การเชื่อม สูงเกินไป แบบแต้ม และมิติได้ถูกต้องตาม แบบ 129 แนวทางการปรับปรุง ผลการแก้ไข ค่าอุณหภูมิที่อ่านได้นิ่ง และแม่นยำขึ้น

อ้างอิงผลงานนี้ / Cite this

รหัสโปรเจค

AE-2568-008

ชื่อเรื่อง

การออกแบบ สร้าง และพัฒนาเครื่องยนต์แก๊สเทอร์ไบน์ขนาดเล็ก / Design Build and Development of small gas turbine engine

ผู้จัดทำ

อธิพัฒน์ กำแหงเดชพล, ภูรินทร์ โปร่งนุช, สุทิวัส ธารอารี, ภูริต หงษ์ปาน

อาจารย์ที่ปรึกษา

ผศ.ดร.ธาดา สุขศิลา

ปีการศึกษา

2568 (C.E. 2025)

หน่วยงาน

ภาควิชาวิศวกรรมเครื่องกลและการบิน-อวกาศ (MAE) มจพ.

URL

https://maeconnect.eng.kmutnb.ac.th/projects/cmoi2q8z0001qxtyrt4d9b4aa