การออกแบบต้นแบบเครื่องยนต์แรมเจ็ตโดยการใช้ช่องรับอากาศที่ความเร็วสูง

บทคัดย่อ

ปริญญานิพนธ์นี้มีวัตถุประสงค์เพื่อออกแบบและสร้างต้นแบบเครื่องยนต์แรมเจ็ตขนาดเล็ก ใน ขั้น ตอนการวิเคราะห์ เริ่มจากจาลองพฤติกรรมการไหลของอากาศภายในเครื่องยนต์โ ดยใช้วิธี Computational Fluid Dynamics (CFD) เพื่อประเมินลักษณะการไหล การกระจายตัวของความ ดัน และความเร็วของอากาศ ก่อนสร้างต้นแบบจริง เชื้อเพลิง ที่ใช้คือ kerosene โดยมีการควบคุม ความดันด้วย regulator และปล่อยเชื้อเพลิงเข้าสู่ห้องเผาไหม้ การทดสอบทาที่ภาคพื้นดินโดยยึด เครื่องยนต์กับแท่นทดสอบ และใช้อากาศที่มีความเร็วเหนือเสียงเป่าเข้ามา พารามิเตอร์ที่ทาการวัด ได้แก่ แรงขับ และความเร็วของอากาศทั้งทางเข้าและทางออกของ เครื่องยนต์ โดยใช้โหลดเซลล์ คาสาคัญ: เครื่องยนต์แรมเจ็ต / ความเร็วเหนือเสียง/ การวัดแรงขับ / พลศาสตร์ของไหลเชิงคานวณ ก Name Thesis Title Mr. Jirut Siriwitpreecha Miss Jinjutha Prasitthichat Miss Patima Sareh Design of Ramjet Prototype Using High-Speed Air Intake Department Mechanical and Aerospace Engineering Advisor Asst. Prof. Thanate Sangsawangmatum, Ph.D. Academic year 2025 Abstract This thesis aims to design and develop a small-scale ramjet engine prototype. The analysis begins with the simulation of internal airflow behavior using Computational Fluid Dynamics (CFD) to evaluate flow characteristics, pressure distribution, and air velocity prior to prototype fabrication. Kerosene is used as the primary fuel, with pressure regulated. Experimental testing is conducted under static ground conditions, where the engine is mounted on a test stand and supplied with supersonic airflow. Key parameters measured include thrust and airflow velocity at both the inlet and outlet using a load cell. Keywords: Ramjet Engine / Supersonic / Thrust Measurement / Computational Fluid Dynamics ข กิตติกรรมประกาศ ปริญญานิพนธ์ฉบับนี้สาเร็จลุล่วงได้ด้วยดีจากการสนับสนุนและความอนุเคราะห์จากหลายฝ่าย คณะผู้จัดทาขอขอบพระคุณ ผู้ช่วยศาสตราจารย์ ดร. ธาเนตร แสงสว่างมาตุ้ม อาจารย์ที่ปรึกษาเป็น อย่างสูง ที่ได้ให้คาแนะนา คาปรึกษา ตลอดจนข้อเสนอแนะในทุกขั้นตอนของการดาเนินงาน ตั้งแต่ การวางแผน การออกแบบ การทดสอบ จนถึงการสรุปผล คณะผู้จัดทาขอขอบพระคุณคณะกรรมการสอบปริญญานิพนธ์ทุกท่าน สาหรับ ความรู้ และ คาแนะนาอันเป็นประโยชน์ ซึ่งมีส่วนสาคัญในการปรับปรุงและพัฒนาปริญญานิพนธ์ฉบับนี้ให้มีความ สมบูรณ์ยิ่งขึ้น ขอขอบพระคุณอาจารย์และบุคลากรในภาควิชาวิศวกรรมเครื่องกลและการบิน –อวกาศทุก ท่าน ที่ได้ให้ความอนุเคราะห์ด้านเครื่องมือ วัสดุอุปกรณ์ ตลอดจนการสนับสนุนสถานที่และสิ่งอานวย ความสะดวกสาหรับการดาเนินโครงงาน สุดท้ายนี้ คณะผู้จัดทาขอขอบพระคุณครอบครัว เพื่อนร่วมโครงงาน และเพื่อนในสาขาทุกท่าน ที่ให้การสนับสนุนทั้งกาลังใจและความเข้าใจมาโดยตลอด คณะผู้จัดทาหวังเป็นอย่างยิ่งว่า ปริญญา นิพนธ์ฉบับ นี้จะเป็ น ประโยชน์ ต่ อ การศึก ษาและพั ฒ นาองค์ ความรู้ด้านวิ ศวกรรมต่ อ ไป หากมี ข้อผิดพลาดประการใด คณะผู้จัดทาขอน้อมรับไว้และขออภัยมา ณ ที่นี้ นายจิรัฏฐ์ ศิริวิทย์ปรีชา นางสาวจิณณ์จุฑา ประสิทธิชาติ นางสาวปฏิมา ค สาเร๊ะ สารบัญ สารบัญ ............................................................................................................................................... ง สารบัญรูปภาพ .................................................................................................................................. ซ สารบัญตาราง ....................................................................................................................................ญ บทที่ 1 บทนำ ...............................................................................................................................1 1.1 ที่มาและความสำคัญ........................................................................................................1 1.2 วัตถุประสงค์ ....................................................................................................................3 1.3 ขอบเขตของโครงงาน ......................................................................................................3 1.4 ประโยชน์และผลที่คาดว่าจะได้รับ ...................................................................................3 1.5 แผนการดำเนินงาน..........................................................................................................4 1.5.1 หน้าที่รับผิดชอบ ................................................................................................... 6 1.5.2 หัวหน้าทีมในแต่ละช่วงการทำปริญญานิพนธ์ ........................................................ 6 1.5.3 งบประมาณ ........................................................................................................... 7 บทที่ 2 ทฤษฎีและงานวิจัยที่เกี่ยวข้อง ..........................................................................................8 2.1 เครื่องยนต์แรมเจ็ต (Ramjet Engine) .............................................................................8 2.2 ส่วนประกอบของเครื่องยนต์แรมเจ็ต ...............................................................................8 2.2.1 ช่องรับอากาศ (Inlet/Diffuser) ............................................................................. 9 2.2.2 ห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) ............................................................... 9 2.2.3 หัวฉีด (Nozzle) .................................................................................................. 10 2.3 Ideal Ramjet Cycle................................................................................................... 10 2.4 เชื้อเพลิง ....................................................................................................................... 13 2.4.1 คุณสมบัติของเชื้อเพลิงที่เหมาะสมสำหรับ Ramjet Engine ................................ 13 2.4.2 Kerosene ........................................................................................................... 14 2.4.3 การคำนวณปริมาตรเชื้อเพลิงและการเผาไหม้เชื้อเพลิง ....................................... 14 ง 2.5 Isentropic Flow ......................................................................................................... 15 2.6 Shock Waves ............................................................................................................. 17 2.6.1 Normal shock waves ...................................................................................... 17 2.6.2 Oblique shock waves ..................................................................................... 18 2.7 งานวิจัยที่เกี่ยวข้อง ....................................................................................................... 20 2.7.1 การศึกษาสมรรถนะของเครื่องยนต์แรมเจ็ต โดยวิธีการทดลองแบบ Free-Jet .... 20 2.7.2 แนวทางการวิเคราะห์เชิงทฤษฎีในการออกแบบเบื้องต้นของเครื่องยนต์แรมเจ็ต . 22 บทที่ 3 การออกแบบโครงงานและวิธีการดำเนินงาน ................................................................. 27 3.1 ความต้องการของโครงงาน ........................................................................................... 27 3.2 ข้อกำหนด/มาตรฐานการออกแบบชิ้นงาน .................................................................... 27 3.2.1 มาตรฐานทางวิศวกรรม ....................................................................................... 27 3.2.2 ข้อกำหนดของการออกแบบ ................................................................................ 28 3.2.3 ข้อกำหนด/มาตรฐานการทดลอง ......................................................................... 28 3.3 ข้อจำกัดของโครงงาน ................................................................................................... 28 3.3.1 ข้อจำกัดในการออกแบบชิ้นงาน .......................................................................... 28 3.3.2 ข้อจำกัดในการทดลอง ........................................................................................ 28 3.3.3 ข้อจำกัดการทำ simulation ............................................................................... 28 3.4 การออกแบบแรมเจ็ต.................................................................................................... 28 3.4.1 หลักการทำงานแรมเจ็ตแบบมีโครงสร้างภายใน (Inner Body Intake) ............... 29 3.4.2 หลักการทำงานแรมเจ็ตแบบ Ramp Intake ....................................................... 29 3.4.3 วัสดุ ..................................................................................................................... 29 3.5 โปรแกรมที่ใช้ในการออกแบบ ....................................................................................... 31 3.5.1 SolidWorks........................................................................................................ 31 3.6 โปรแกรมที่ใช้ในการวิเคราะห์ ....................................................................................... 31 3.6.1 Ansys Fluent .................................................................................................... 31 จ 3.7 สมการการเผาไหม้ของเชื้อเพลิง ................................................................................... 36 3.7.1 Fuel to air ratio (FAR) ..................................................................................... 36 3.7.2 Fuel mass fraction .......................................................................................... 37 3.7.3 Heating Value .................................................................................................. 37 3.8 Fuel properties ......................................................................................................... 38 3.9 Fuel system............................................................................................................... 39 3.10 การคำนวณวัฏจักรของแรมเจ็ต .................................................................................... 39 3.10.1 การออกแบบและคำนวณ Supersonic shock waves ของ inlet ................... 39 3.10.2 การคำนวณค่าพารามิเตอร์ของแรมเจ็ต ............................................................. 47 3.11 รูปร่างของเครื่องยนต์และชิ้นส่วน ................................................................................. 52 3.12 ขนาดของแต่ละส่วนของเครื่องยนต์ .............................................................................. 58 3.13 การออกแบบ test stand............................................................................................. 60 3.13.1 แท่นทดสอบ (Test Stand)............................................................................... 60 3.13.2 ระบบการวัดค่า ................................................................................................. 61 บทที่ 4 ผลการทดลอง ............................................................................................................... 63 4.1 ผลการ simulation...................................................................................................... 63 บทที่ 5 สรุปผล .......................................................................................................................... 69 5.1 สรุปผลการทดลอง ........................................................................................................ 69 5.2 ข้อเสนอแนะ ................................................................................................................. 69 เอกสารอ้างอิง ................................................................................................................................. 71 ฉ ช สารบัญรูปภาพ รูปที่ 2.1 องค์ประกอบหลักของเครื่องยนต์แรมเจ็ต ............................................................................9 รูปที่ 2.2 Normal shock wave และค่าพารามิเตอร์ ..................................................................... 17 รูปที่ 2.3 Oblique shock wave (ซ้าย) และ Expansion shock wave (ขวา) ............................. 18 รูปที่ 2.4 Mach Angle ................................................................................................................... 19 รูปที่ 2.5 องค์ประกอบของความเร็วของการไหลทั้งสองฝั่งของคลื่น ................................................ 19 รูปที่ 2.6 การจัดตั้งการทดสอบแบบ Free-Jet ................................................................................ 20 รูปที่ 2.7 การกระจายแรงดันตามแนวเครื่องยนต์แรมเจ็ต................................................................ 20 รูปที่ 2.8 แรงขับที่วัดได้ ................................................................................................................... 21 รูปที่ 2.9 อัตราส่วนแรงขับเทียบกับ stoichiometric ratio ............................................................ 21 รูปที่ 2.10 อัตราส่วนแรงกระตุ้นจาเพราะเทียบกับ stoichiometric ratio ..................................... 22 รูปที่ 2.11 แรงลากและแรงขับเทียบกับมุมโจมตี ............................................................................. 22 รูปที่ 2.12 การอัดแรงกระแทกทั้งสามครั้ง ...................................................................................... 23 รูปที่ 2.13 มุมลาดเอียงสาหรับการอัดตัวของ double oblique shock......................................... 23 รูปที่ 2.14 Blog diagram ของห้องเผาไหม้ .................................................................................... 24 รูปที่ 2.15 เส้นโค้ง Rayleigh .......................................................................................................... 24 รูปที่ 2.16 หัวฉีดทรงกระดิ่งบานออก .............................................................................................. 24 รูปที่ 2.17 เส้นผ่านศูนย์กลางในแต่ละส่วนความยาวของห้องเผาไหม้เครื่องยนต์แรมเจ็ตที่ Mach 2 และแรงขับที่ 10 kN ........................................................................................................................ 25 รูปที่ 2.18 ผลของการเปลี่ยนแปลงแรงขับต่อ (a)อัตราการไหลมวลของอากาศและ (b)พื้นที่ทางเข้า ของอากาศ ...................................................................................................................................... 25 รูปที่ 2.19 ผลของการเปลี่ยนแปลง Mach Number ต่อ (a)อัตราการไหลมวลของอากาศและ (b)พื้นที่ ทางเข้าของอากาศ........................................................................................................................... 25 รูปที่ 3.1 รูปทรงเครื่องยนต์แรมเจ็ตใน geometry module .......................................................... 32 รูปที่ 3.2 ผลลัพธ์ใน geometry module....................................................................................... 33 รูปที่ 3.3 ความละเอียดของเมชที่ใช้ในการออกแบบ........................................................................ 33 ซ รูปที่ 3.4 ตาแหน่งของชื่อ boundary ............................................................................................. 34 รูปที่ 3.5 เครื่องยนต์แรมเจ็ตภายนอก ............................................................................................. 52 รูปที่ 3.6 ด้านหน้าของเครื่องยนต์แรมเจ็ตแบบ front view............................................................ 53 รูปที่ 3.7 side view ของเครื่องยนต์แรมเจ็ตภายนอก..................................................................... 53 รูปที่ 3.8 ภายในของเครื่องยนต์แรมเจ็ต .......................................................................................... 53 รูปที่ 3.9 flame holder ..............................................................Error! Bookmark not defined. รูปที่ 3.10 front view ของ flame holder ................................Error! Bookmark not defined. รูปที่ 3.11 ความยาวทั้งหมดของเครื่องยนต์แรมเจ็ต .....................Error! Bookmark not defined. รูปที่ 3.12 ขนาดด้านหน้าของเครื่องยนต์ ........................................................................................ 58 รูปที่ 3.13 ขนาดของทางออกของเครื่องยนต์ .................................................................................. 59 รูปที่ 3.14 แบบชิ้นงานแท่นทดสอบ ................................................................................................ 60 รูปที่ 3. แบบชิ้นงานยึดติดระหว่างเครื่องยนต์และแท่นทดสอบ ....................................................... 61 รูปที่ 4.1 Velocity contour .......................................................Error! Bookmark not defined. รูปที่ 4.2 Pressure contour.......................................................Error! Bookmark not defined. รูปที่ 4.3 Temperature contour ..............................................Error! Bookmark not defined. รูปที่ 4.4 Density contour.........................................................Error! Bookmark not defined. ฌ สารบัญตาราง ตารางที่ 1.1 แผนการดาเนินงาน ........................................................................................................4 ตารางที่ 1.2 แผนการดาเนินงาน (ต่อ)................................................................................................4 ตารางที่ 1.3 หัวหน้าทีมแต่ละช่วงของการดาเนินงาน .........................................................................6 ตารางที่ 1.4 รายการเบื้องต้นของวัสดุ อุปกรณ์ และราคาโดยประมาณ ..............................................7 ตารางที่ 3.1 คุณสมบัติของของไหล................................................................................................. 35 ตารางที่ 3.2 ค่าพารามิเตอร์ ............................................................................................................ 47 ญ บทที่ 1 บทนา 1.1 ที่มาและความสาคัญ ในปั จ จุ บั น อุ ต สาหกรรมการบิ น และอวกาศมี การพั ฒ นาอย่างรวดเร็ว และต่ อ เนื่ อ ง เพื่ อ ตอบสนองต่อความต้องการด้านความเร็ว ประสิทธิภาพในการใช้พลังงาน ความมั่นคงทางการทหาร และการใช้งานเฉพาะทางที่มีความซับซ้อน หนึ่งในเทคโนโลยีระบบขับเคลื่อนสิ่งที่ได้รับความสนใจคือ เครื่องยนต์แรมเจ็ต (Ramjet engine) ซึ่งจัดอยู่ในกลุ่ม เครื่องยนต์ที่ใช้อากาศในการเผาไหม้ (Air breathing jet engine) โดยมีจุดเด่นที่ไม่มีชิ้นส่วนเคลื่อนที่ภายใน อาศัยหลักการ Ram Effect ใน การเพิ่มความดันของอากาศด้วยความเร็วของตัวเครื่องเองและสามารถทางานได้อย่างมีประสิ ทธิภาพ ในช่วงความเร็วเหนือเสียง ซึ่งหมายถึงความเร็วที่สูงกว่า ความเร็วของเสียงในอากาศ หรือมากกว่า Mach 1 กลไกการทางานของเครื่องยนต์แรมเจ็ต เริ่มจากอากาศไหลเข้าสู่เครื่องยนต์ด้วยความเร็วสูง โดยอากาศที่ไหลเข้ามาด้วยความเร็วสูงจะถูกหน่วงความเร็วลงผ่านช่องรับอากาศ (Diffuser) ทาให้ เกิดแรงดันสูงขึ้น จากนั้นอากาศจะผสมกับเชื้อเพลิงและเกิดการเผาไหม้ ผลลัพธ์คือ แก๊สร้อนที่ ความเร็วสูงถูกเร่งออกทางหัวฉีด (Nozzle) ทาให้เกิดแรงขับ (Thrust) เครื่องยนต์แรมเจ็ต มีข้อได้เปรียบหลายประการ โดยเฉพาะโครงสร้างที่เรียบง่าย น้าหนักเบา เนื่องจากไม่มีชิ้นส่วนหมุน จึงทาให้ค่าใช้จ่ายในการบารุงรักษาไม่สูงและให้ค่าอัตราส่วนแรงขับต่อ น้าหนัก (Thrust-to-Weight Ratio) ที่ดีเมื่อทางานในช่วงความเร็วสูงโดยเฉพาะในช่วง Mach 3-5 ในปัจจุบัน เครื่องยนต์แรมเจ็ตถูกนาไปใช้ในอุตสาหกรรมป้องกันประเทศ เช่น ขีปนาวุธความเร็วเหนือ เสียง (Supersonic missile) และ UAV ที่ต้องการทาความเร็วสูง อย่างไรก็ตาม เครื่องยนต์แรมเจ็ต ยังมีความท้าทายในด้านวิศวกรรมหลายประการ เช่น การ รักษาเสถียรภาพของเปลวไฟ (Flame stabilization) ในห้องเผาไหม้ที่อากาศไหลด้วยความเร็วสูง มาก รวมถึงการออกแบบท่อชะลอความเร็วให้สามารถหน่วงความเร็วอากาศได้อย่างมีประสิทธิภาพ โดยสูญเสียแรงดัน น้อยที่สุดและการออกแบบหัว ฉีดเพื่อเพิ่มประสิทธิภาพในการเร่งแก๊ส ไอเสี ย ทั้ ง หมดนี้ ต้ อ งอาศั ย ความเข้า ใจทั้ ง ด้า นอากาศพลศาสตร์ (Aerodynamics) อุ ณ หพลศาสตร์ (Thermodynamics) และการไหลแบบอั ด ตั ว ได้ (Compressible flow) เช่ น Shock waves, Oblique shock waves และ Boundary layer phenomenon 1 โครงงานนี้เกิดขึ้นเพื่อศึกษาองค์ความรู้ทั้งในด้านทฤษฎีและปฏิบัติ โดยมีเป้าหมายหลัก คือ การออกแบบและสร้างตัวต้นแบบ (Prototype) เครื่องยนต์แรมเจ็ตเพื่อศึกษาสมรรถนะเชิงทดลอง เช่น แรงขับ ความเร็วและความดันที่เกิดขึ้นบริเวณทางเข้าและทางออกของเครื่องยนต์ และความ สิ้นเปลืองเชื้อเพลิงจาเพาะ (Specific fuel consumption) นอกจากนี้ยังทาการวิเคราะห์โดยใช้ หลักการและทฤษฎี เช่น Ideal ramjet cycle, Isentropic flow, shock waves และ compressible flow เพื่อทาความเข้าใจกลไกการทางานอย่างลึกซึ้งและสามารถประเมินขีดจากัดของเครื่องยนต์แรม เจ็ตภายใต้เงื่อนไขต่างๆ การดาเนินโครงงานนี้มีประโยชน์ต่อ กองทัพอากาศและอุตสาหกรรมการป้องกันของประเทศ ไทย เนื่องจากในปัจจุบันการวิจัยและพัฒนาระบบขับเคลื่อนลักษณะนี้ยังมีค่อนข้างจากัด การที่ ผู้ ออกแบบได้ศึกษาและสร้างตั ว ต้นแบบเครื่องยนต์ แรมเจ็ต จะช่ว ยวางรากฐานความเข้าใจทาง วิศวกรรมด้านอากาศพลศาสตร์ การไหลของของไหล และการเผาไหม้ซึ่งสามารถนาไปต่อยอดการ ออกแบบและวิเคราะห์ระบบขับเคลื่อนประเภทอื่นๆในอนาคตได้ นอกจากนี้ การศึกษาสมรรถนะผ่านการทดสอบจริงโดยวัดค่าพารามิเตอร์สาคัญ เช่น แรงขับ ความเร็วลม ความดัน และอุณหภูมิ ช่วยให้สามารถประยุกต์ใช้ความรู้เชิงทฤษฎีมาพัฒนาเป็นทักษะ การวิเคราะห์และออกแบบจริง อีกทั้งยังเพิ่มขีดความสามารถด้านการทาตัวต้นแบบ ซึ่งเป็นประโยชน์ ต่อการพัฒนาเทคโนโลยีในภาคการบินและอุตสาหกรรมที่เกี่ยวข้องต่อไป ดังนั้นโครงงานนี้จึงไม่ เพียงแต่ตอบโจทย์ด้านการศึกษาและฝึกทักษะวิศวกรรม แต่มีส่วนช่วยเพิ่มขีดความสามารถในการ วิจัยพื้นฐานและเตรียมความพร้อมสาหรับการต่อยอดเทคโนโลยีระบบขับเคลื่อนที่อาจเป็นประโยชน์ ต่อประเทศในอนาคต 2 1.2 วัตถุประสงค์ 1. ออกแบบรูปทรงโมเดลสามมิติและสร้างต้นแบบเครื่องยนต์แรมเจ็ตขนาดเล็ก 2. เพื่อทดสอบเครื่องยนต์ต้นแบบที่ภาคพื้นดิน (Ground Station) 3. เพื่อวิเคราะห์สมรรถนะของเครื่องยนต์โดยวัดค่าพารามิเตอร์จากการทดสอบ 1.3 ขอบเขตของโครงงาน 1. ศึกษาข้อมูล ทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง หลักการทางาน และออกแบบ สร้างชิ้นงานตามหลักการ Aerodynamic และ Propulsion 2. วิเคราะห์พฤติกรรมการไหลของอากาศด้วย Computational Fluid Dynamics 3. ทดสอบโดยยึดกับแท่นทดสอบทีภ่าคพื้นดิน รวมถึงการวัดและบันทึกพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ ได้แก่ แรงขับ ความเร็วลมที่ทางเข้าและทางออกของเครื่องยนต์ โดยใช้โหลดเซลล์ (Load cell) 1.4 ประโยชน์และผลที่คาดว่าจะได้รับ 1. ต้นแบบเครื่องยนต์แรมเจ็ตขนาดเล็กโดยทดสอบที่ ground station 2. พัฒนาสมรรถนะของเครื่องยนต์แรมเจ็ตขนาดเล็กผ่านค่าพารามิเตอร์ที่ได้จากการทดสอบ 3. ได้ศึกษาการออกแบบรูปทรงและประดิษฐ์เครื่องยนต์แรมเจ็ตขนาดเล็ก ซึ่งจะได้รับความรู้ใน กระบวนการผลิตและการออกแบบเพื่อใช้เป็นแนวทางในการศึกษาต่อไป 4. เป็นแนวทางในการพัฒนาและต่อยอดผ่านการออกแบบ จาลอง ทดสอบและปรับปรุงเพื่อใช้ ในการวิจัยหรือโครงการในอนาคต 3 1.5 แผนการดาเนินงาน ตารางที่ 1.1 แผนการดาเนินงาน ลำดั บ ที่ 1 2 3 4 พ.ค. 68 รำยละเอี ยด 1 2 ส.ค. 69 3 4 1 2 ก.ย. 68 3 4 1 2 ต.ค. 68 3 4 1 2 3 พ.ย. 69 4 1 2 3 4 ศึกษาข้อมูลและสืบค้นทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง หลักการทางาน การออกแบบ การทดสอบชิ้ นงาน การใช้ เครือ่ งมือวัดพารามิเตอร์ และศึกษาโปรแกรมที่ใช้ ในการออกแบบและทดสอบแบบจาลอง ออกแบบ Ramjet ออกแบบการทดสอบเครือ่ งยนต์ และออกแบบวิธีการวัดพารามิเตอร์ คานวณงบประมาณ จั ดหาอุปกรณ์ที่ใช้ ในการทดสอบ เช่ น ระบบจ่ายเชื้ อเพลิง อุปกรณ์และเครือ่ งมือการวัดพารามิเตอร์ ดาเนินการสั่งสร้างชิ้ นงานทดสอบ ชุ ดติดตั้งชิ้ นงานทดสอบ ดาเนินการสร้างระบบการจ่ายเชื้ อเพลิง และระบบการวัดพารามิเตอร์ 5 ทดสอบเครือ่ งยนต์ และวัดค่าพารามิเตอร์ 6 บันทึกผลลัพธ์จากการทดสอบ และสรุปผล 7 จั ดทารายงานปริญญานิพนธ์ ตารางที่ 1.2 แผนการดาเนินงาน (ต่อ) ลำดั บ ที่ 1 2 3 4 ธ.ค. 68 รำยละเอี ยด 1 2 3 ม.ค. 69 4 1 2 3 ก.พ. 69 4 1 2 มี.ค. 69 3 4 1 2 เม.ย. 69 3 4 1 2 3 4 ศึกษาข้อมูลและสืบค้นทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง หลักการทางาน การออกแบบ การทดสอบชิ้ นงาน การใช้ เครือ่ งมือวัดพารามิเตอร์ และศึกษาโปรแกรมที่ใช้ ในการออกแบบและทดสอบแบบจาลอง ออกแบบ Ramjet ออกแบบการทดสอบเครือ่ งยนต์ และออกแบบวิธีการวัดพารามิเตอร์ คานวณงบประมาณ จั ดหาอุปกรณ์ที่ใช้ ในการทดสอบ เช่ น ระบบจ่ายเชื้ อเพลิง อุปกรณ์และเครือ่ งมือการวัดพารามิเตอร์ ดาเนินการสั่งสร้างชิ้ นงานทดสอบ ชุ ดติดตั้งชิ้ นงานทดสอบ ดาเนินการสร้างระบบการจ่ายเชื้ อเพลิง และระบบการวัดพารามิเตอร์ 5 ทดสอบเครือ่ งยนต์ และวัดค่าพารามิเตอร์ 6 บันทึกผลลัพธ์จากการทดสอบ และสรุปผล 7 จั ดทารายงานปริญญานิพนธ์ ตารางที่ 1.3 แผนการดาเนินงานที่ทาได้จริง ช่วงหลัง Proposal – Progress I ลำดั บ ที่ 1 2 3 4 พ.ค. 68 รำยละเอี ยด 1 ศึกษาข้อมูลและสืบค้นทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง หลักการทางาน การออกแบบ การทดสอบชิ้ นงาน การใช้ เครือ่ งมือวัดพารามิเตอร์ และศึกษาโปรแกรมที่ใช้ ในการออกแบบและทดสอบแบบจาลอง ออกแบบ Ramjet ออกแบบการทดสอบเครือ่ งยนต์ และออกแบบวิธีการวัดพารามิเตอร์ คานวณงบประมาณ จั ดหาอุปกรณ์ที่ใช้ ในการทดสอบ เช่ น ระบบจ่ายเชื้ อเพลิง อุปกรณ์และเครือ่ งมือการวัดพารามิเตอร์ ดาเนินการสั่งสร้างชิ้ นงานทดสอบ ชุ ดติดตั้งชิ้ นงานทดสอบ ดาเนินการสร้างระบบการจ่ายเชื้ อเพลิง และระบบการวัดพารามิเตอร์ 5 ทดสอบเครือ่ งยนต์ และวัดค่าพารามิเตอร์ 6 บันทึกผลลัพธ์จากการทดสอบ และสรุปผล 7 จั ดทารายงานปริญญานิพนธ์ 4 2 3 ส.ค. 69 4 1 2 3 ก.ย. 68 4 1 2 3 ต.ค. 68 4 1 2 3 พ.ย. 69 4 1 2 3 4 ตารางที่ 1.4 แผนการดาเนินงานที่ทาได้จริง ช่วงหลัง Progress I – Progress II ลำดั บ ที่ 1 2 3 4 พ.ค. 68 รำยละเอี ยด 1 2 3 ส.ค. 69 4 1 2 3 ก.ย. 68 4 1 2 3 ต.ค. 68 4 1 4 1 4 1 2 3 พ.ย. 69 4 1 4 1 4 1 2 3 4 ศึกษาข้อมูลและสืบค้นทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง หลักการทางาน การออกแบบ การทดสอบชิ้ นงาน การใช้ เครือ่ งมือวัดพารามิเตอร์ และศึกษาโปรแกรมที่ใช้ ในการออกแบบและทดสอบแบบจาลอง ออกแบบ Ramjet ออกแบบการทดสอบเครือ่ งยนต์ และออกแบบวิธีการวัดพารามิเตอร์ คานวณงบประมาณ จั ดหาอุปกรณ์ที่ใช้ ในการทดสอบ เช่ น ระบบจ่ายเชื้ อเพลิง อุปกรณ์และเครือ่ งมือการวัดพารามิเตอร์ ดาเนินการสั่งสร้างชิ้ นงานทดสอบ ชุ ดติดตั้งชิ้ นงานทดสอบ ดาเนินการสร้างระบบการจ่ายเชื้ อเพลิง และระบบการวัดพารามิเตอร์ 5 ทดสอบเครือ่ งยนต์ และวัดค่าพารามิเตอร์ 6 บันทึกผลลัพธ์จากการทดสอบ และสรุปผล 7 จั ดทารายงานปริญญานิพนธ์ ตารางที่ 1.5 แผนการดาเนินงานที่ทาได้จริง ช่วงหลัง Progress I – Progress II (ต่อ) ลำดั บ ที่ 1 2 3 4 ธ.ค. 68 รำยละเอี ยด 1 2 3 ม.ค. 69 4 1 2 3 ก.พ. 69 4 1 4 1 2 3 มี.ค. 69 2 3 เม.ย. 69 2 3 4 ศึกษาข้อมูลและสืบค้นทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง หลักการทางาน การออกแบบ การทดสอบชิ้ นงาน การใช้ เครือ่ งมือวัดพารามิเตอร์ และศึกษาโปรแกรมที่ใช้ ในการออกแบบและทดสอบแบบจาลอง ออกแบบ Ramjet ออกแบบการทดสอบเครือ่ งยนต์ และออกแบบวิธีการวัดพารามิเตอร์ คานวณงบประมาณ จั ดหาอุปกรณ์ที่ใช้ ในการทดสอบ เช่ น ระบบจ่ายเชื้ อเพลิง อุปกรณ์และเครือ่ งมือการวัดพารามิเตอร์ ดาเนินการสั่งสร้างชิ้ นงานทดสอบ ชุ ดติดตั้งชิ้ นงานทดสอบ ดาเนินการสร้างระบบการจ่ายเชื้ อเพลิง และระบบการวัดพารามิเตอร์ 5 ทดสอบเครือ่ งยนต์ และวัดค่าพารามิเตอร์ 6 บันทึกผลลัพธ์จากการทดสอบ และสรุปผล 7 จั ดทารายงานปริญญานิพนธ์ ตารางที่ 1.6 แผนการดาเนินงานที่ทาได้จริง ช่วงหลัง Progress II - Final ลำดั บ ที่ 1 2 3 4 พ.ค. 68 รำยละเอี ยด 1 ศึกษาข้อมูลและสืบค้นทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง หลักการทางาน การออกแบบ การทดสอบชิ้ นงาน การใช้ เครือ่ งมือวัดพารามิเตอร์ และศึกษาโปรแกรมที่ใช้ ในการออกแบบและทดสอบแบบจาลอง ออกแบบ Ramjet ออกแบบการทดสอบเครือ่ งยนต์ และออกแบบวิธีการวัดพารามิเตอร์ คานวณงบประมาณ จั ดหาอุปกรณ์ที่ใช้ ในการทดสอบ เช่ น ระบบจ่ายเชื้ อเพลิง อุปกรณ์และเครือ่ งมือการวัดพารามิเตอร์ ดาเนินการสั่งสร้างชิ้ นงานทดสอบ ชุ ดติดตั้งชิ้ นงานทดสอบ ดาเนินการสร้างระบบการจ่ายเชื้ อเพลิง และระบบการวัดพารามิเตอร์ 5 ทดสอบเครือ่ งยนต์ และวัดค่าพารามิเตอร์ 6 บันทึกผลลัพธ์จากการทดสอบ และสรุปผล 7 จั ดทารายงานปริญญานิพนธ์ 5 2 3 ส.ค. 69 4 1 2 3 ก.ย. 68 2 3 ต.ค. 68 2 3 พ.ย. 69 2 3 4 ตารางที่ 1.7 แผนการดาเนินงาน ช่วงหลัง Progress II – Final (ต่อ) ลำดั บ ที่ 1 2 3 4 ธ.ค. 68 รำยละเอี ยด 1 2 3 ม.ค. 69 4 1 2 3 ก.พ. 69 4 1 2 3 มี.ค. 69 4 1 2 3 เม.ย. 69 4 ศึกษาข้อมูลและสืบค้นทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง หลักการทางาน การออกแบบ การทดสอบชิ้ นงาน การใช้ เครือ่ งมือวัดพารามิเตอร์ และศึกษาโปรแกรมที่ใช้ ในการออกแบบและทดสอบแบบจาลอง ออกแบบ Ramjet ออกแบบการทดสอบเครือ่ งยนต์ และออกแบบวิธีการวัดพารามิเตอร์ คานวณงบประมาณ จั ดหาอุปกรณ์ที่ใช้ ในการทดสอบ เช่ น ระบบจ่ายเชื้ อเพลิง อุปกรณ์และเครือ่ งมือการวัดพารามิเตอร์ ดาเนินการสั่งสร้างชิ้ นงานทดสอบ ชุ ดติดตั้งชิ้ นงานทดสอบ ดาเนินการสร้างระบบการจ่ายเชื้ อเพลิง และระบบการวัดพารามิเตอร์ 5 ทดสอบเครือ่ งยนต์ และวัดค่าพารามิเตอร์ 6 บันทึกผลลัพธ์จากการทดสอบ และสรุปผล 7 จั ดทารายงานปริญญานิพนธ์ 1.5.1 หน้าที่รับผิดชอบ สืบค้นข้อมูล การคานวณ และ CFD 1. นายจิรัฏฐ์ ศิริวิทย์ปรีชา 2. นางสาวจิณณ์จุฑา ประสิทธิชาติ จัดทารายงาน 1. นายจิรัฏฐ์ ศิริวิทย์ปรีชา 2. นางสาวจิณณ์จุฑา ประสิทธิชาติ 3. นางสาวปฏิมา สาเร๊ะ 1.5.2 หัวหน้าทีมในแต่ละช่วงการทาปริญญานิพนธ์ การดาเนินงานแบ่งออกเป็น 4 ช่วง คือ Proposal, Progress I, Progress II, and Final กาหนดหัวหน้าทีมในแต่ละช่วงตามตารางที่ 1.3 ตารางที่ 1.8 หัวหน้าทีมแต่ละช่วงของการดาเนินงาน ช่วงการดาเนินงาน Proposal Progress I Progress II Final หัวหน้าทีม นางสาวปฏิมา สาเร๊ะ นายจิรัฏฐ์ ศิริวิทย์ปรีชา นางสาวจิณณ์จุฑา ประสิทธิชาติ นายจิรัฏฐ์ ศิริวิทย์ปรีชา 6 Contact 1 2 3 4 1.5.3 งบประมาณ การดาเนินงานใช้งบประมาณโดยประมาณ 10,000 บาท แสดงรายการเบื้องต้นของวัสดุ อุปกรณ์ และราคาโดยประมาณในตารางที่ 1.4 ตารางที่ 1.9 รายการเบื้องต้นของวัสดุ อุปกรณ์ และราคาโดยประมาณ ลาดับ รายการ รายละเอียด 1 วัสดุชิ้นงานต้นแบบ สาหรับการสร้างชิ้นงาน 2 วัสดุ และอุปกรณ์ทดสอบ สาหรับการทดสอบวัดค่าต่างๆ 3 เชื้อเพลิงน้ามันก๊าด งบประมาณรวม 7 ราคา (บาท) 8,000 1,000 1,000 10,000 บทที่ 2 ทฤษฎีและงานวิจัยที่เกีย่ วข้อง 2.1 เครื่องยนต์แรมเจ็ต (Ramjet Engine) เครื่องยนต์แรมเจ็ ต คือเครื่องยนต์ ชนิดที่ไม่มีการเคลื่อนไหวภายใน ใช้การอัดอากาศเข้าสู่ เครื่องยนต์ ทาให้เกิด การเผาไหม้และสร้างแรงขับ (Thrust) เครื่องยนต์แรมเจ็ ต จะทางานเต็ ม ประสิทธิภาพเมื่อมีการเคลื่อ นที่ด้วยความเร็วเหนือเสียง (Supersonic) โดยเฉพาะช่วง Mach 3 ถึง Mach 5 ซึ่งเป็นช่วงที่เกิดแรงอัดสูง หลักสาคัญของเครือ่ งยนต์แรมเจ็ตคือ ช่องรับอากาศความเร็วสูง (High-Speed Air Intake) ซึง่ ทาหน้าที่ชะลอความเร็วอากาศที่ไหลเข้าสู่เครื่องยนต์ เพิม่ ความดัน (Compression) และลดอุณหภูมิ อากาศให้อยู่ในสภาวะที่เหมาะสมกับการเผาไหม้ ช่องรับอากาศจึงมีความสาคัญต่อประสิทธิภาพของ ระบบโดยรวม ทั้งความดันที่เพิ่มขึ้น อัตราการไหลของมวลอากาศ และการควบคุม Shock waves ที่ เกิดขึ้นเมื่อความเร็วสูง ในการศึกษาครั้งนี้ จะทาการออกแบบและสร้างต้นแบบ (Prototype) ของเครื่องยนต์แรมเจ็ต จากนั้นทาการวัดค่าพารามิเตอร์ คือ แรงขับของเครื่องยนต์ (Thrust) ที่ได้จากการเผาไหม้จริง เมื่อ เครื่องยนต์ทางานในช่วงความเร็วสูง คือความเร็วเหนือเสียง ซึ่งจะออกแบบโดยการวิเคราะห์เชิง ตัวเลขและการจาลองการไหล (CFD) เพื่อให้ได้รูปทรงของเครื่องยนต์ที่เหมาะสมที่สุด 2.2 ส่วนประกอบของเครื่องยนต์แรมเจ็ต เนื่องจากเครื่องยนต์แรมเจ็ตเป็นเครื่องยนต์ที่ไม่มีชิ้นส่วนเคลื่อนไหว (no moving part) นั้น จะ ใช้หลักการทางานของ Dynamic Pressure จากการที่ยานพาหนะขับเคลื่อนด้วยความเร็วเหนือเสียง อัดอากาศเข้าสู่ห้องเผาไหม้ และทาให้เกิดการเผาไหม้ โดยไม่ต้องใช้คอมเพรสเซอร์ (Compressor) เหมือน Turbojet หรือ Turbofan การออกแบบเครื่องยนต์แรมเจ็ต จึงมีความง่ายกว่า เนื่องจาก เครื่องยนต์มีน้าหนักเบา และสามารถทางานได้ดี เมื่อมีความเร็วในช่ วง Mach 3-5 แต่ไม่สามารถ ทางานได้เมื่อความเร็วหยุดนิ่งหรือความเร็วต่า โดยเครื่องยนต์แรมเจ็ ตจะประกอบด้วยโครงสร้างพื้นฐาน 3 ส่วนหลัก คือ ช่องรับอากาศ (Inlet) ห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) และ หัวฉีด (Nozzle) 8 รูปที่ 2.1 องค์ประกอบหลักของเครื่องยนต์แรมเจ็ต 2.2.1 ช่องรับอากาศ (Inlet/Diffuser) เมื่ออากาศความเร็วสูงเข้าสู่ช่องรับอากาศจะเกิด Oblique shock waves ต่อเนื่องที่พื้นผิวที่มี ความเฉียง เช่น Ramp หรือ Cone เพื่อทาให้ Mach number ค่อยๆลดลงแบบไม่เสียพลังงานมาก จากนั้นจะเกิด Normal Shock ทีบ่ ริเวณใกล้กับทางเข้าห้องเผาไหม้ ซึ่งเปลี่ยนการไหลจาก ความเร็ว เหนือเสียง เป็น Subsonic (ต่ากว่าเสียง) และจะเกิดการสูญเสียพลังงานบางส่วน จากหลักการทางานทางทฤษฎีของช่อ งรับอากาศแล้ว สามารถเห็นได้ว่าช่องรับ อากาศมีหน้าที่ ลดคความเร็วของอากาศจากเหนือเสียง ให้กลายเป็นต่ากว่าเสียง เพื่อให้อากาศอยู่ในสภาวะที่เหมาะ สาหรับการเผาไหม้ และช่องรับอากาศยังทาหน้าที่เพิ่มความดันแบบ Isentropic Compression 2.2.2 ห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) ห้องเผาไหม้เป็นส่วนที่มีอุณหภูมิสูงที่สุด ออกแบบโดยใช้ Flame Holder เช่น Bluff-Body เป็นวัตถุที่มีรู ปร่างทู่หรือไม่ลู่ลม ซึ่งทาให้เกิ ดแรงต้านอากาศสูงเมื่อ อากาศไหลผ่าน Cavity คือ ลักษณะที่มีโพรงหรือช่องว่างภายในเป็นชิ้นส่วนที่มีรูปร่างเป็นตัววีและมีรูคล้ายตะแกรงมีหน้าที่ในการ ยืดเปลวไฟในห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ เพื่อสร้างความปั่นป่วน (turbulence) ที่จะช่วยให้การเผา ไหม้เป็นไปได้อย่างต่อเนื่อง 9 2.2.3 หัวฉีด (Nozzle) หั ว ฉี ด มี ห น้า ที่ ข ยายแก๊ ส ร้ อ นที่ ไ ด้ จากห้ อ งเผาไหม้ ใ ห้ ไ หลผ่า น Convergent–Divergent Nozzle (CD Nozzle) เพื่อที่จะเร่ งความเร็ว ให้เหนือเสียง และเปลี่ยนพลังงานความร้อนให้เป็น พลังงานจลน์ เพื่อสร้างแรงขับ ตามสมการ 𝐹 = 𝑚̇ ⋅ (𝑉𝑒𝑥𝑖𝑡 − 𝑉𝑖𝑛𝑙𝑒𝑡 ) + (𝑃𝑒𝑥𝑖𝑡 − 𝑃𝑎𝑡𝑚 ) ⋅ 𝐴𝑒𝑥𝑖𝑡 โดย (2.1) 𝑚̇ : อัตราการไหลมวล (Mass Flow Rate) 𝑉𝑒𝑥𝑖𝑡 : ความเร็วปลายท่อ 𝑃𝑒𝑥𝑖𝑡 : ความดันปลายท่อ 𝑃𝑎𝑡𝑚 : ความดันบรรยากาศ 2.3 Ideal Ramjet Cycle สัดส่วนของภาพการทางานทั้งหมดของเครื่องยนต์แรมเจ็ต คือ 𝑇4 𝑇4 𝑇4𝑡 𝑇3𝑡 𝑇2𝑡 𝑇0𝑡 = 𝑇0 𝑇4𝑡 𝑇3𝑡 𝑇2𝑡 𝑇0𝑡 𝑇0 (2.2) 𝑇 โดย 0𝑡 = สัดส่วนระหว่างอุณหภูมิ stagnation และ ทางเข้า 𝑇0 𝑇2𝑡 = สัดส่วนระหว่างอุณหภูมิ ช่องรับอากาศ และ ทางเข้า 𝑇0𝑡 𝑇3𝑡 = สัดส่วนระหว่างอุณหภูมิ ห้องเผาไหม้ และ ช่องรับอากาศ 𝑇2𝑡 𝑇4𝑡 𝑇3𝑡 𝑇4 𝑇4𝑡 = สัดส่วนระหว่างอุณหภูมิ หัวฉีด และ ห้องเผาไหม้ = สัดส่วนระหว่างอุณหภูมิ ทางออก และ หัวฉีด 𝑃4 𝑃4 𝑃4𝑡 𝑃3𝑡 𝑃2𝑡 𝑃0𝑡 = 𝑃0 𝑃4𝑡 𝑃3𝑡 𝑃2𝑡 𝑃0𝑡 𝑃0 𝑃 โดย 0𝑡 = สัดส่วนระหว่างแรงดัน stagnation และ ทางเข้า 𝑃0 𝑃2𝑡 𝑃0𝑡 = สัดส่วนระหว่างแรงดัน ช่องรับอากาศ และ ทางเข้า 10 (2.3) 𝑃3𝑡 𝑃2𝑡 𝑃4𝑡 𝑃3𝑡 𝑃4 𝑃4𝑡 = สัดส่วนระหว่างแรงดัน ห้องเผาไหม้ และ ช่องรับอากาศ = สัดส่วนระหว่างแรงดัน หัวฉีด และ ห้องเผาไหม้ = สัดส่วนระหว่างแรงดัน ทางออก และ หัวฉีด 1 ทางเข้า – stagnation 𝑇0𝑡 𝛾−1 = 1 + 𝑀02 ( ) 𝑇0 2 (2.4) 𝛾 𝑃0𝑡 𝛾 − 1 𝛾−1 = [1 + 𝑀02 ( )] 𝑃0 2 (2.5) โดย M0 = Mach number ที่ทางเข้า 𝛾 = specific heat ratio (1.4 สาหรับอากาศ) 1 – 2 ทางเข้า – diffuser 𝑇2𝑡 =1 𝑇0𝑡 𝑃2𝑡 =1 𝑃0𝑡 (2.6) 2 – 3 ห้องเผาไหม้ จากสมการพลังงานแบบ Steady Flow Energy Equation จะได้ 𝑑𝐸 𝑉2 𝑉2 ̇ ̇ = 𝑄𝑖𝑛 + 𝑊𝑖𝑛 + ∑ 𝑚̇ (ℎ + + 𝑔𝑧)𝑖𝑛 − ∑ 𝑚̇ (ℎ + + 𝑔𝑧)𝑜𝑢𝑡 𝑑𝑡 2 2 (2.7) จะได้ 0 = 𝑄̇𝑖𝑛 + 𝑚̇ 𝑎 (ℎ2 + 𝑉𝑓 2 𝑉2 2 𝑉𝑒 2 ) + 𝑚̇𝑓 (ℎ𝑓 + ) − 𝑚̇ 𝑒 (ℎ𝑒 + ) 2 2 2 0 = 𝑄̇𝑖𝑛 + 𝑚̇ 𝑎 ℎ2𝑡 − 𝑚̇ 𝑒 ℎ3𝑡 จาก 𝑚̇ 𝑎 + 𝑚̇𝑓 = 𝑚̇ 𝑒 11 (2.7.1) (2.7.2) (2.7.3) 0 = 𝑄̇𝑖𝑛 + 𝑚̇ 𝑎 ℎ2𝑡 − (𝑚̇ 𝑎 + 𝑚̇𝑓 )ℎ3𝑡 นา 𝑚̇𝑎 หารทั้งสมการจะได้ และ 𝑄̇𝑖𝑛 = 𝑚̇𝑓 𝑄𝑅 จาก 𝑓 = 𝑚̇𝑓 𝑚̇𝑎 𝑚̇ 𝑓 𝑄𝑅 𝑚̇ 𝑓 ) ℎ3𝑡 (2.7.4) 0 = 𝑓𝑄𝑅 + 𝐶𝑝 𝑇2𝑡 − (1 + 𝑓)𝐶𝑝 𝑇3𝑡 (2.7.5) 𝑇3𝑡 −1 𝑇2𝑡 𝑓= 𝑇 𝑄𝑅 − 3𝑡 𝐶𝑝 𝑇2𝑡 𝑇2𝑡 (2.8) 𝑃3𝑡 =1 𝑃2𝑡 (2.9) 0= 𝑚̇ 𝑎 + ℎ2𝑡 − (1 + 𝑚̇ 𝑎 และ ℎ𝑡 = 𝐶𝑝 𝑇𝑡 จัดรูปสมการจะได้ และ 3 – 4 ห้องเผาไหม้ – nozzle 𝑇4𝑡 𝑇3𝑡 =1 𝑃4𝑡 𝑃3𝑡 (2.10) =1 4 nozzle 𝛾−1 −1 T4 𝑃4 𝛾 𝛾−1 = ( ) = (1 + 𝑀𝑒2 ( )) T4𝑡 𝑃4𝑡 2 โดย Me = Mach number ที่ทางออก 12 (2.11) ดังนั้นจะได้ 𝛾−1 𝛾 2𝛾 𝑃 𝑉𝑒 = √ 𝑅𝑇4𝑡 [1 − ( 4 ) ] 𝛾−1 𝑃4𝑡 (2.12) สาหรับ CD Nozzle 𝛾+1 𝐴(𝑀) 1 2 𝛾 − 1 2(𝛾−1) 2 = 𝑀 (1 + )] [ 𝐴∗ 𝑀 𝛾+1 2 (2.13) 2.4 เชื้อเพลิง เนื่องจากแรมเจ็ตเป็นเครื่องยนต์ที่ไม่มีชิ้นส่วนใดการเคลื่อนไหว จึงจาเป็นต้องใช้เชื้อเพลิงเพื่อ เพิ่มพลังงานให้กับอากาศที่ไหลผ่านด้วยกระบวนการเผาไหม้ ซึ่งเป็นส่วนสาคัญในการสร้างแรงขับ 2.4.1 คุณสมบัติของเชื้อเพลิงที่เหมาะสมสาหรับ Ramjet Engine เครื่องยนต์แรมเจ็ต ต้องสามารถจุดติดได้ง่ายและเผาไหม้ได้ดีในสภาพที่มีการไหลความเร็วสูง (supersonic/subsonic flow in the combustion chamber) โดยเชื้อเพลิงที่จะใช้กับเครื่องยนต์ แรมเจ็ตต้องมีคุณสมบัติ 1. ให้พลังงานจาเพาะสูง (High specific energy) เชื้อเพลิงที่ใช้ในเครื่องยนต์แรมเจ็ต ควรให้ พลังงานความร้อนต่อมวลสูง จากการเผาไหม้ในห้องเผาไหม้ เพื่อให้ได้แรงขับ มากพอ เช่น Kerosene (Jet-A, JP-8) มีค่า Lower Heating Value (LHV) ประมาณ 42-43 MJ/kg การที่มีค่า LHV สูงช่วย ให้สามารถออกแบบเครื่องยนต์ให้มีขนาดเล็กลง โดยไม่สูญเสียประสิทธิภาพแรงขับ 2. เชื้อเพลิงมีอุณหภูมิในการระเหยที่เหมาะสม เชื้อเพลิงควรระเหยได้ง่ายที่อุณหภูมิในห้องเผาไหม้ ประมาณ 700-1700K เพื่อผสมกับอากาศได้อย่างมีประสิทธิภาพ ช่วงอุณหภูมกิารเดือดของเชื้อเพลิง ที่เหมาะสมอยู่ในช่วง 150-300 องศาเซลเซียส เช่น เชื้อเพลิง Kerosene จะมีการระเหยแบบควบคุม ได้ ทาให้เชื้อเพลิงผสมกับอากาศได้อย่างมีประสิทธิภาพ 3. มีคุณสมบัติ ทางเคมีที่เสถียรและจุดติดง่าย(Ignitability) เชื้อเพลิงควรสามารถจุดติดได้เร็ว โดยเฉพาะในช่วงเริ่มต้น การทางานของ Ramjet ควรมีค่าอัตราการแพร่ (diffusion) และอัตราการ เกิดปฏิกิริยา (reaction rate) ที่เหมาะสม ต้องไม่เกิดการตกตะกอนหรือสารตกค้างมาก นอกจากนี้ จุดวาปไฟ (Flash point) ควรอยู่ในช่วงปลอดภัย 13 4. ความหนาแน่ น ของพลั ง งานในเชิ ง ปริ มาตรสู ง (High Volumetric Energy Density) เครื่องยนต์มักจะต้องการขนาดที่ไม่ใหญ่ ความหนาแน่นเชื้อเพลิงที่สูงจะช่วยลดขนาดของถังเชื้อเพลิง และเชื้อเพลิงควรมีความหนืดต่าที่อุณหภูมิใช้งาน ช่วยทาให้ฉีดเชื้อเพลิงเป็นละอองที่ละเอียดได้ดี 5. เกิดการเผาไหม้ที่สะอาด(Clean Combustion) เชื้อเพลิงควรมีค่า Smoke point สูงและปล่อย Carbon soot ตา่ เพือ่ ลดปัญหาการสะสมของเขม่าทีห่ัวฉีด หรือบริเวณผนังห้องเผาไหม้และเชื้อเพลิง ต้องสามารถผสมกับอากาศได้ดใี นกระบวนการ Aatomization–Vaporization–Combustion 2.4.2 Kerosene Kerosene หรือชื่อทางเทคนิค Jet Fuel (Jet-A, Jet-A1) เป็นไฮโดรคาร์บอนสายยาวที่ได้จาก กระบวนการกลั่นปิโตรเคมี โดยมีองค์ประกอบหลักคือ alkanes cycloalkanes และ aromatics เชื้อเพลิงไฮโดรคาร์บอนมีคุณสมบัติ เหมาะสมในการใช้งานกับเครื่องยนต์แรมเจ็ต เนื่องจาก เชื้อเพลิงชนิดนี้มีพลังงานจาเพาะสูง มีจุดวาบไฟที่ปลอดภัย สามารถทางานได้ในอุ ณหภูมิต่า และมี ต้นทุนทีต่า่ กว่ากว่าเชื้อเพลิงคุณภาพสูงอื่นๆ Kerosene มีคุณสมบัติการเผาไหม้อย่างมีประสิทธิภาพเมื่อมีการทางานแบบต่อเนื่อง สามารถ เผาไหม้ตามทฤษฎีการเผาไหม้ (Combustion Theory) และสนับสนุนการเพิ่มแรงขับ ใน Brayton Cycle ได้อย่างมีประสิทธิภาพ ซึง่ เป็นส่วนสาคัญของการทางานของแรมเจ็ต 2.4.3 การคานวณปริมาตรเชื้อเพลิงและการเผาไหม้เชื้อเพลิง เครื่องยนต์แรมเจ็ตต้องการใช้การเผาไหม้ของเชื้อเพลิงเพื่อเพิ่มพลังงาน เชื้อเพลิงที่ถูกฉีดเข้า มาในห้องเผาไหม้จะทาหน้าที่ เพิ่มอุณหภูมิของอากาศจนทาให้ความเร็วของไอเสียหลังผ่านหัว ฉีด เพิ่มขึ้น แล้วจึงจะสามารถสร้างแรงขับได้ การคานวณอัตราการใช้ เชื้อเพลิง ของเครื่องยนต์แรมเจ็ต (Ramjet Fuel Consumption) สามารถวิเคราะห์จากสมการ Specific Fuel Consumption (SFC) และสมดุลพลังงานในห้องเผา ไหม้ ในส่วนของการเผาไหม้เชื้อเพลิงจะต้องคานึงถึงการประมาณอัตราการไหลของอากาศ การเพิ่ม อุณหภูมิผ่านกระบวนการเผาไหม้ การคานวณอัตราการใช้เชื้อเพลิงจากความต้องการของแรงขับและ การคานวณแรงขับเพื่อหาประสิทธิภาพของเชื้อเพลิง (SFC) เลือกใช้เชื้อเพลิงเป็น Kerosene นั้นมีสูตรทางเคมีคือ C12H26 เขียนสมการการเผาไหม้ได้ดังนี้ C12 H26 + 18.5(O2 + 3.71N2 )→ 12CO2 + 13H2 O + 68.64N2 14 2.5 Isentropic Flow Isentropic flow คือการไหลของแก๊สอุดมคติ เช่น อากาศ ซึ่งเกิดขึ้นในลักษณะการไหลอย่าง ต่ อ เนื่ อ ง (Steady flow) โดยมี เ งื่ อ นไขว่า ไม่ มี การส่ ง ผ่า นความร้ อ นและพลั ง งานในระหว่า ง กระบวนการ และไม่มีผลกระทบจากความหนืดของของไหล จากเงื่อนไขนี้ แสดงว่า ไม่มีการเสีย พลังงานเลยในกระบวนการและเอนโทรปี (entropy) ไม่มกีารเปลี่ยนแปลง เป็นค่าคงที่ ความสัมพันธ์ระหว่าง ความดัน (𝑃) ความหนาแน่น (𝜌) และอุณหภูมิ (𝑇) แสดงได้ดังนี้ 𝛾 𝑃2 𝜌2 𝛾 𝑇2 ⁄𝛾−1 =( ) =( ) 𝑃1 𝜌1 𝑇1 (2.14) เลข 1, 2 คือจุดเริ่มต้นและจุดสุดท้ายของกระบวนการตามลาดับ จากการ derived สมการพลังงานโดยตัดเทอมของความร้อน พลังงาน ผลของความหนืดและผลจาก แรงโน้มถ่วง จะเหลือค่า specific internal energy (e) และ 𝑃 𝜌 ซึ่งผลรวมของสองค่านี้คือค่า enthalpy (h) จากการที่คิดเป็นการไหลแบบต่อเนื่อง สมการจะได้ 𝐷 𝑉2 𝜌 (ℎ + )=0 𝐷𝑡 2 (2.15) จากสมการ 2.14 แสดงให้เห็นว่าอัตราการเปลี่ยนแปลงของเทอมในวงเล็บต่อเวลา มีค่าเท่ากับศูนย์ ดังนั้น 𝑉2 ℎ+ = 𝑐𝑜𝑛𝑠𝑡𝑎𝑛𝑡 2 (2.16) จากสมการ 2.15 มีความคล้ายคลึงกับสมการ Bernoulli คือค่า enthalpy เป็นค่าแบบ static เหมือนกับค่า static pressure และค่าคงที่ด้านขวามือของสมการสามารถเขียนได้เป็นค่า ℎ0 เรียกว่า stagnation enthalpy หรือผลรวมของค่า enthalpy แบบ static และ dynamic จาก Isentropic flow จะได้ ℎ0,1 = ℎ0,2 = 𝑐𝑜𝑛𝑠𝑡𝑎𝑛𝑡 15 (2.17) Stagnation enthalpy สามารถนามาใช้แทนสภาวะของไหลที่อยู่นิ่งได้เนื่องจากเมื่อสนามการไหล (flow field) ที่มีความเร็ว V1 ถูกทาให้ลดลงมาอยู่ในสภาวะนิ่งในกระบวนการ Isentropic ค่าของ static enthalpy ด้านขวาของสมการจะเท่ากับค่า stagnation enthalpy 𝑉1 2 ℎ1 + = ℎ2 = ℎ0,2 2 (2.18) จากความสัมพันธ์ระหว่างค่า enthalpy และอุณหภูมิ ℎ = 𝑐𝑝 𝑇 (2.19) โดย 𝑐𝑝 คือค่า specific heat at constant pressure (J/kgK) และ T คืออุณหภูมิ (K) ดังนั้นสมการ 2.15 สามารถเขียนให้อยู่ในรูปของอุณหภูมิได้ดังนี้ 𝑉2 𝑐𝑝 𝑇0 = 𝑐𝑝 𝑇 + 2 (2.20) โดย T0 คืออุณหภูมิรวมทั้งหมด (K) ในเงื่อนไข stagnation นาสมการ 2.19 มาจัดรูปใหม่ 𝑇0 𝑉2 =1+ 𝑇 2𝑐𝑝 𝑇 (2.21) จากความสัมพันธ์ของค่า 𝑐𝑝 และ ratio of specific heats (𝛾) 𝑐𝑝 = 𝛾𝑅 𝛾−1 R คือค่า gas constant ซึ่งมีค่าเท่ากับ 287.1 J/kg. K นาสมการ 2.21 ไปแทนลงใน 2.20 จะได้ 𝑇0 𝑉2 =1+ 𝛾𝑅 𝑇 2( 𝑇 𝛾 − 1) 𝑇0 𝛾 − 1 𝑉2 =1+ 𝑇 2 𝛾𝑅𝑇 16 (2.22) 𝑇0 𝛾−1 2 =1+ 𝑀 𝑇 2 (2.23) เนื่องจาก 𝛾 เป็นค่าคงที่ ดังนั้น 𝑇0 /𝑇 เป็นฟังก์ชันของ 𝑀 นาสมการที่ 2.22 แทนลงใน 2.13 จะได้ 𝛾 𝑃0 𝛾 − 1 2 ⁄(𝛾−1) = (1 + 𝑀 ) 𝑃 2 1 𝜌0 𝛾 − 1 2 ⁄(𝛾−1) = (1 + 𝑀 ) 𝜌 2 (2.24) (2.25) 2.6 Shock Waves วัตถุที่เป็นของแข็งเคลื่อนที่ ผ่านของเหลวจะรบกวนของเหลวรอบวัตถุนั้นเสมอและก่อให้เกิด คลื่นความดัน เมื่อวัตถุเคลื่อนที่ผ่านแก๊สหรืออากาศด้วยความเร็วเท่ากับหรือมากกว่าเสียง จะทาให้ เกิดคลื่นบางๆ ที่หน้าของวัตถุ คลื่นนี้เรียกว่า shock waves ในธรรมชาติ shock waves มีสองรูปแบบ รูปแบบแรกคือ normal shock waves และแบบที่สอง คือ oblique shock waves 2.6.1 Normal shock waves รูปที่ 2.2 Normal shock waves และค่าพารามิเตอร์ 17 𝜌2 (𝛾 + 1)𝑀1 2 = 𝜌1 2 + (𝛾 − 1)𝑀1 2 (2.26) 𝑃2 2𝛾 =1+ (𝑀1 2 − 1) (𝛾 + 1) 𝑃1 (2.27) 𝑇2 2𝛾 2 + (𝛾 − 1)𝑀1 2 2 = [1 + (𝑀 − 1)] [ ] (𝛾 + 1) 1 𝑇1 (𝛾 + 1)𝑀1 2 (2.28) 𝛾−1 1+( 𝑀1 2 ) 2 𝑀2 2 = 𝛾−1 𝛾𝑀1 2 − ( 2 ) (2.29) 2.6.2 Oblique shock waves Oblique shock waves เป็นคลื่นที่เกิดขึ้นเมื่อการไหลเปลี่ยนทิศทาง สภาวะนี้เกิดจากพื้นผิว ของแข็งสัมผัสกับอากาศที่ไหลผ่านพื้นเอียง แต่ oblique shock waves เกิดขึ้นเมื่ออากาศไหลผ่าน มุมเว้าเท่านั้น หากอากาศไหลผ่านมุมนูน จะเกิดเป็น expansion waves รูปที่ 2.3 Oblique shock waves (ซ้าย) และ Expansion shock waves (ขวา) การหา Mach angle (𝜇) 1 𝜇 = 𝑠𝑖𝑛−1 ( ) 𝑀 18 (2.30) รูปที่ 2.4 Mach Angle รูปที่ 2.5 องค์ประกอบของความเร็วของการไหลทั้งสองฝั่งของคลื่น สมการของ oblique shock waves และของ normal shock waves เหมื อ นกั น แต่ จะ แตกต่างตรงที่ Mach number ในแนวตั้งฉาก จะเขียนแทนด้วย (𝑀𝑛,1 ) และความสัมพันธ์ของ Mach number ในแนวตั้งฉากและแนวนอน สามารถแสดงได้ดังนี้ (2.31) 𝑀𝑛,1 = 𝑀1 𝑠𝑖𝑛𝛽 สมการในการหาค่ามุมของ oblique wave (𝛽) หาได้จาก tan 𝜃 = 2(cot 𝛽) [ 𝑀1 2 𝑠𝑖𝑛2 𝛽 − 1 𝑀1 2 (𝛾 + cos 2𝛽) + 2 โดย 𝜃 คือมุมที่ของไหลเปลี่ยนทิศทาง 19 ] (2.32) จาก Prandtl-Mayer expansion wave หาค่า Prandtl Mayer function(𝜈) ได้ตามสมการ 𝜈(𝑀) = √ 𝛾+1 𝛾−1 2 (𝑀 − 1)) − 𝑡𝑎𝑛−1 (√𝑀2 − 1) 𝑡𝑎𝑛−1 (√ 𝛾−1 𝛾+1 (2.33) 2.7 งานวิจัยที่เกี่ยวข้อง 2.7.1 การศึกษาสมรรถนะของเครื่องยนต์แรมเจ็ต โดยวิธีการทดลองแบบ Free-Jet งานวิจัยฉบับนี้จัดทาขึ้นโดย Jianjuo Tan และคณะจาก National University of Defense Technology ประเทศจีน มีวัตถุประสงค์เพื่อศึกษาสมรรถนะของเครื่องยนต์แรมเจ็ต ชนิด CavityType ภายใต้สภาวะที่มีความเร็วเหนือเสียงโดยใช้การทดลองแบบ Free-Jet ซึ่งเป็นการจาลอง สภาพแวดล้อมเสมือนบินจริงผ่านอุโมงค์ลมที่มีความเร็วสูง เพื่อสามารถหาแรงขับ และลักษณะการ ไหลในระบบเผาไหม้ได้อย่างสมจริง รูปที่ 2.6 การจัดตั้งการทดสอบแบบ Free-Jet รูปที่ 2.7 การกระจายแรงดันตามแนวเครื่องยนต์แรมเจ็ต ในการทดลอง เครื่องยนต์แรมเจ็ต ที่ใช้ทดสอบประกอบด้วย 4 โครงสร้างหลักได้แก่ inlet isolator combustor และ nozzle โดย combustor นั้นออกแบบให้มี cavity อยู่ด้านหน้าซึ่งเป็น บริเวณสาหรับการจุดระเบิด และเสริมด้วย gas-film cooling ในการทดลองนั้นจะจัดทาโดยการ 20 จาลองสภาพการไหลแบบไม่จุดเชื้อเพลิง (cold flow) และแบบมีการเผาไหม้จริง (hot flow) เพื่อ เปรียบเทียบค่าแตกต่างของแรงขับและความดันภายในตัวเครื่องยนต์ จากผลการวัดพบว่าในสภาวะที่ ไม่จุดเชื้อเพลิง อากาศภายในเครื่องยนต์แรมเจ็ตยังคงเป็น supersonic และมี shock waves ในขณะที่ ใ นสภาวะที่เ ผาไหม้จ ริ ง ทาให้ความดัน เพิ่ม ขึ้ น อย่า งมีนัย สาคั ญ อากาศชะลอตั ว และ เปลี่ยนเป็น subsonic โดยเฉพาะหลังจุดที่เป็นส่วนคอของ Nozzle และสาเหตุที่เลือ กใช้ cavity type combustor เนื่องจากสามารถจัดการกับการไหลของอากาศและการลุกไหม้ภายในได้ดี รูปที่ 2.8 แรงขับที่วัดได้ ผลการวัดแรงขับแสดงให้เห็นว่า ในขณะที่ไม่เกิดการเผาไหม้เครื่องยนต์แรมเจ็ต เกิดแรงต้าน อากาศ (Drag) ประมาณ 2,908 นิวตัน แต่เมื่อเกิดการเผาไม้ในห้องเผาไหม้แล้วแรงขับอยู่ที่ประมาณ 1,565 นิวตัน แสดงให้เห็นการเปลี่ยนแปลงของแรงขับทั้งหมด (thrust increment) สูงถึง 4,473 นิวตัน อย่างไรก็ตาม ผู้วิจัยระบุว่าการเปลี่ยนแปลงของแรงขับ ดังกล่าวไม่สามารถใช้แทน internal thrust ได้โ ดยตรง จึง ได้พัฒ นาแบบจาลองทางทฤษฎี โดยใช้ Momentum Theory เพื่อคานวณ internal thrust จากพารามิเตอร์ที่ได้จากการจาลองสภาพการไหลแบบไม่จุดเชื้อเพลิงเท่านั้น รูปที่ 2.9 อัตราส่วนแรงขับเทียบกับ stoichiometric ratio 21 รูปที่ 2.10 อัตราส่วนแรงกระตุ้นจาเพราะเทียบกับ stoichiometric ratio นอกจากนี้งานวิจัยยังมีการศึกษาการวิเคราะห์ความสมดุลทางอากาศพลศาสตร์ มีการทดสอบ ความสัมพันธ์ระหว่างแรงขับและแรงต้านในสภาวะบินจริง โดยคานวณค่าความสมดุลที่สอดคล้องกับ มุมโจมตี (angle of attack) ที่ต่างกัน พบว่าเมื่อมุมโจมตีมากขึ้น แรงต้านจะเพิ่มขึ้นอย่างรวดเร็วใน ขณะที่แรงขับลดลง โดยที่มุมโจมตีประมาณ 6 องศา แรงขับและแรงต้านจะมีค่าเท่ากัน หมายความ ว่าไม่สามารถเร่งความเร็วได้อีก หากมุมโจมตีลดลงจะสามารถรักษาสมดุลได้และประหยดเชื้อเพลิง มากกว่า ดังนั้นงานวิจัยแนะนาว่ามุมโจมตีที่เหมาะสมอยู่ในช่วง 3-6 องศา รูปที่ 2.11 แรงลากและแรงขับเทียบกับมุมโจมตี เครื่ อ งยนต์ แ รมเจ็ ต แบบ cavity-type สามารถให้ แ รงขั บ เพี ย งพอ และควบคุ ม ได้ ผ่า น พารามิเตอร์ เช่น มุมโจมตีและอัตราส่ วนโตอิเมตริก อย่างไรก็ตามยังมีข้อจากัดเช่น ระบบป้องกัน ความร้อนและการทางานในช่วงเริ่มต้นการบิน 2.7.2 แนวทางการวิเคราะห์เชิงทฤษฎีในการออกแบบเบื้องต้นของเครื่องยนต์แรมเจ็ต งานวิ จั ย ฉบั บ นี้ จั ด ทาขึ้ น โดย Prashant Kumer, Vivek Kumer และ Sharma Prashant Kumer Shukla ได้ศึกษาการออกแบบและวิเคราะห์ ส มรรถนะของเครื่องยนต์แรมเจ็ต ในสภาวะ supersonic โดยเน้นการใช้หัวฉีดแบบ Converging-Diverging ซึ่งเป็นองค์ประกอบสาคัญในการเร่ง ความเร็วอากาศให้สูงเพียงพอที่จะสร้างแรงขับ ได้ในระดับที่เหมาะสม งานวิจัยนี้เลือกใช้กระบวนการ 22 คานวณพลศาสตร์ของไหลเชิงคานวณ หรือ CFD (Computational Fluid Dynamics) เป็นหลักใน การวิเคราะห์ เนื่องจะสามารถจะลองสภาวะการไหลในระบบที่มีความซับซ้อนสูงได้อย่างแม่นยา การวิ เ คราะห์ ใ นงานวิ จั ย นี้ ค รอบคุ ม ชิ้ น ส่ ว นหลั ก ของเครื่ อ งยนต์ แ รมเจ็ ต ได้ แ ก่ inlet, combustion, chamber และnozzle ที่ มี รู ป ร่า งแบบ converging-diverging ซึ่ ง ออกแบบโดย โปรแกรม SolidWorks ที่เป็น ซอฟต์ แวร์ ทางวิศวกรรมสาหรับการสร้างโมเดลสามมิติ และนาไป วิเคราะห์เชิงตัว เลขด้ว ยเทคนิ ค CFD โดยโปรแกรม ANSYS Fluent ในรูปแบบการจาลองแกน สมมาตรสองมิติ รูปที่ 2.12 การอัดแรงกระแทกทั้งสามครั้ง รูปที่ 2.13 มุมลาดเอียงสาหรับการอัดตัวของ double oblique shock ในการทดลอง มีการใช้ เครื่องมือการคานวณการไหลของของไหลเมื่อมี ความหนาแน่น สู ง (solver แบบ density-based) พร้อมทั้งใช้ แบบจาลองความปั่นป่ ว นของการไหล (turbulence model) ขอบเขตเงื่ อนไขการไหลที่ใช้ในการจาลองได้แก่ ความดันรวมที่ทางเข้าอยู่ ที่ 300 kPa อุณหภูมิรวม 300 K และความดันที่ทางออกถูกกาหนดไว้ที่ค่าบรรยากาศ 23 รูปที่ 2.14 Blog diagram ของห้องเผาไหม้ ผลลัพธ์แสดงให้เห็นถึงพฤติกรรมการไหลภายในเครื่องยนต์อย่างละเอียด โดยสามารถสังเกต การเปลี่ยนแปลงของความดัน ความเร็ว อุณหภูมิ และ Mach Number ตลอดแนวการไหล ซึ่งแสดง ให้เห็นว่าการออกแบบหัวฉีด แบบ converging-diverging นั้นสามารถทาให้ความเร็วอากาศถูกเร่ง จากบริเวณ throat ซึ่งมี Mach Number ใกล้ 1 ไปจนถึงทางออกของหัวฉีดที่มีค่า Mach Number ประมาณ 2.5 ได้อย่างมีประสิทธิภาพ การเปลี่ยนแปลงนี้สอดคล้องกับทฤษฎีการไหลแบบอัดตัว นั่น คือเมื่อ Mach Number เข้าใกล้ 1 ไหลผ่านพื้นที่ที่มีหน้าตัดเพิ่มขึ้น จะเกิดการเร่ งความเร็ว และ อุณหภูมขิ องของไหลจะลดลงตามหลักอนุรักษ์พลังงาน รูปที่ 2.15 เส้นโค้ง Rayleigh รูปที่ 2.16 หัวฉีดทรงกระดิ่งบานออก 24 นอกจากนี้ยังมีการวิเคราะห์ การกระจายของความดันตามแนวแกนกลางของเครื่องยนต์ ซึ่ง พบว่าลดลงอย่างต่อเนื่องตั้งแต่บริเวณ diffuser จนถึงปลายหัวฉีด สะท้อนให้เห็นถึงการออกแบบท่อ ที่ มี ป ระสิ ท ธิ ภาพในการส่ ง ผ่า นแรงดั น ให้ เ ปลี่ ย นเป็ น แรงขั บ จุ ด ที่ น่า สนใจคื อ การวิ เ คราะห์ ความสัมพันธ์ระหว่างอัตราส่วนพื้นที่ของหัวฉีดกับ Mach Number ซึ่งระบุว่า Mach Number ที่ เพิ่มขึ้นสอดคล้องกับการเปลี่ยนแปลงของพื้นที่หน้าตัดหัวฉีด รูปที่ 2.17 เส้นผ่านศูนย์กลางในแต่ละส่วนความยาวของห้องเผาไหม้เครื่องยนต์แรมเจ็ตที่ Mach 2 และแรงขับที่ 10 kN รูปที่ 2.18 ผลของการเปลี่ยนแปลงแรงขับต่อ (a) อัตราการไหลมวลของอากาศและ (b) พื้นทีท่างเข้า ของอากาศ รูปที่ 2.19 ผลของการเปลี่ยนแปลง Mach Number ต่อ (a) อัตราการไหลมวลของอากาศและ (b) พื้นที่ทางเข้าของอากาศ 25 สรุ ป ได้ ว่า การออกแบบเครื่ อ งยนต์ แ รมเจ็ ต ในงานวิ จั ย นี้ สามารถทาให้ เ ป็ น การไหลที่ supersonic โดยเฉพาะหัวฉีดที่เหมาะสมกับ Mach Number ที่ต้องการ และการจาลอง CFD นั้น เป็นเครื่องมือที่มีประสิทธิภาพในการวิเคราะห์การไหลของอากาศในระบบความเร็วสูงเช่น เครื่องยนต์ แรมเจ็ต 26 บทที่ 3 การออกแบบโครงงานและวิธกีารดาเนินงาน การจัดทาโครงงานการศึกษา ออกแบบ และสร้างเครื่องยนต์แรมเจ็ต โดยใช้ความเร็วของ อากาศที่มากกว่าความเร็วเสียงในการทดสอบเพื่อวัดค่าพารามิเตอร์ คือ แรงขับ (Thrust) โดยมี รายละเอียดขั้นตอนการดาเนินงานตั้งแต่การศึกษาหลักการและทฤษฎีที่เกี่ยวข้องกับการทางานของ แรมเจ็ต การศึกษาวัสดุที่นามาใช้ในการสร้างต้นแบบ การศึกษาเครื่องมือวัดที่นามาใช้เพื่อวัดแรงขับ ในบทนีก้ารดาเนินงานจะเริ่มจากการกาหนดความต้องการของโครงงาน ข้อกาหนดหรือมาตรฐานการ ออกแบบชิ้นงาน ข้อจากัดของโครงงาน การทดลอง การออกแบบระบบเชื้อเพลิงและการวัด โดยมี รายละเอียดดังนี้ 3.1 ความต้องการของโครงงาน 1. สามารถออกแบบและสร้างต้นแบบเครื่องยนต์แรมเจ็ตที่สามารถใช้งานได้จริง 2. สามารถออกแบบและสร้างแท่นทดสอบเครื่องยนต์พร้อมติดตั้งอุปกรณ์ที่ใช้วัดพารามิเตอร์ คือ แรงขับ 3. แรงขับที่วัดได้จากการทดสอบเครื่องยนต์แรมเจ็ตตรงตามความต้องการในการออกแบบ ระบบการวัดที่มคี วามแม่นยาสูง และแสดงผลลัพธ์ให้เข้าใจง่าย 4. เครื่องยนต์แรมเจ็ตและแท่นทดสอบอุปกรณ์ มีความแข็งแรง 5. สามารถนาความรู้ไปต่อยอดได้ในอนาคต 3.2 ข้อกาหนด/มาตรฐานการออกแบบชิ้นงาน 3.2.1 มาตรฐานทางวิศวกรรม การออกแบบ ทดสอบ และสร้างเครื่องยนต์ต้นแบบแรมเจ็ต เพื่อให้มั่นใจว่าวัสดุอุปกรณ์ที่ใช้ใน การสร้างและทดสอบมีประสิทธิภาพที่เพียงพอ คณะผู้จัดทาจึงได้พิจารณามาตรฐาน ดังนี้ 1. International Organization for Standardization (ISO) คือ องค์การระหว่างประเทศว่า ด้วยการมาตรฐาน เป็นองค์กรที่ออกมาตรฐานต่างๆ โดยมาตรฐานที่เกี่ยวข้องกับโครงงานมีดังนี้ ISO 7500-1: มาตรฐาน ข้อกาหนด และการตรวจสอบความถูกต้องของโหลดเซลล์ 2. American Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) คื อ องค์ ก รกลางด้า น มาตรฐานและวิชาการด้านอากาศยานและอวกาศ โดยมาตรฐานที่ใช้ได้แก่ AIAA G-003A: มาตรฐานความปลอดภัยของระบบเชื้อเพลิง AIAA G-003B: มาตรฐานโมเดลบรรยากาศ 27 3.2.2 ข้อกาหนดของการออกแบบ 1. ทดสอบที่ค่าความเร็วอากาศเหนือเสียง 2. ใช้ kerosene เป็นเชื้อเพลิง 3. ใช้วัสดุทที่ นต่ออุณหภูมิสูง 4. แท่นทดสอบต้องมีขนาดที่สามารถรองรับเครื่องยนต์ มีความแข็งแรง 3.2.3 ข้อกาหนด/มาตรฐานการทดลอง ทาการทดสอบที่ภาคพื้ น ดิน (ground test) โดยยึดกับ แท่น ทดสอบที่ มี ระบบอุป กรณ์ วั ด ค่าพารามิเตอร์ โดยอากาศที่ไหลเข้าเครื่องยนต์มาจากอุโมงค์ลมที่มีแรงดัน 40 bar 3.3 ข้อจากัดของโครงงาน 3.3.1 ข้อจากัดในการออกแบบชิ้นงาน 1. การออกแบบขนาดของเครื่องยนต์แรมเจ็ตต้องมีความเหมาะสมกับการสร้างแรงขับของ เครื่องยนต์ 2. เครื่องยนต์ต้องสั่งผลิตจากโรงงานเท่านั้น ไม่สามารถผลิตเองได้ 3. ถ้าออกแบบ flame holder หรือ fuel injection ไม่ดีจะทาให้ไม่ได้ผลลัพธ์ที่คาดไว้ 3.3.2 ข้อจากัดในการทดลอง 1. อากาศที่ไหลเข้าต้องมีความเร็วเหนือเสียงเพื่อให้เครื่องยนต์แรมเจ็ตมีประสิทธิภาพมากที่สุด 2. การทดสอบเป็นการทดสอบภาคพื้นดินแบบ static test 3. ต้องใช้สถานที่ทดสอบที่กว้างและโล่ง 3.3.3 ข้อจากัดการทา simulation 1. การทา simulation ของของไหล ภายในโมเดล 3D เงื่อนไข compressible flow เป็นเรื่อง ซับซ้อนและทาได้ยาก ดังนั้นจึงจากัดการทา simulation ให้เป็นโมเดล 2D compressible flow ใน โปรแกรม Ansys Fluent 2. โปรแกรม Ansys ที่ใช้เป็น student license จึงมีข้อจากัดในการสร้างจานวน mesh 3.4 การออกแบบแรมเจ็ต ช่องรับอากาศ (inlet) ของเครื่องยนต์แรมเจ็ตเป็นปัจจัยสาคัญที่ส่งผลโดยตรงต่อประสิทธิภาพ การทางานของเครื่องยนต์ โดยเฉพาะในช่วงการบีบอัดอากาศก่อนเข้าสู่ห้องเผาไหม้ (Combustion Chamber) ซึ่งเป็นกลไกหลักในการเพิ่มแรงขับ การออกแบบที่เหมาะสมของท่อรับอากาศจึงต้อง สามารถควบคุมการเปลี่ยนแปลงของความเร็วและความดันของบรรยากาศได้อย่างมีประสิทธิภาพ ภายใต้เงื่อนไขการไหลแบบความเร็วเหนือเสียง (Supersonic) 28 ในรายงานนี้ได้เลือกแนวทางการออกแบบแรมเจ็ต 2 รูปแบบ ได้แก่ 1. แบบมีโครงสร้างภายใน (Inner Body Intake) ซึ่งอาศัยโครงสร้างแกนกลางเพื่อสร้าง shock waves หลายระดับในการบีบอัดอากาศก่อนเข้าสู่ห้องเผาไหม้ 2. แบบ Ramp Intake ใช้พื้นผิวลาดเอียงต่อเนื่องเพื่อสร้าง shock waves ลดระดับแบบ ควบคุมได้ 3.4.1 หลักการทางานแรมเจ็ตแบบมีโครงสร้างภายใน (Inner Body Intake) ช่องรับอากาศนี้มีลักษณะเด่นคือมีแกนกลาง (spike) อยู่ภายใน ซึ่งถูกออกแบบให้มีรูปทรงเฉพาะ เพื่อควบคุม shock waves ในการบีบอัดอากาศที่ไหลเข้ามาด้วยความเร็วเหนือเสียง โดยอากาศที่ กระทบส่วนหัวของโครงสร้างจะเกิด oblique shock ทาให้ความเร็วลดลงและความดันเพิ่มขึ้นอย่าง ต่อเนื่อง ก่อนเข้าสู่บริเวณคอคอด (throat) ที่มีการบีบอัดสูงสุด จากนั้นอากาศจะเข้าสู่ห้องเผาไหม้ ด้วยสภาพความดันและอุณหภูมิที่เหมาะสมต่อการจุดระเบิด ข้อดีของระบบนี้คือสามารถควบคุมรูปแบบของ shock structure ได้ดี เหมาะสาหรับความเร็ว ระดับ Mach 2–4 ขึ้นไป แต่มีความซับซ้อนในด้านโครงสร้างและน้าหนักที่เพิ่มขึ้นจากการติดตั้ง แกนกลางภายใน 3.4.2 หลักการทางานแรมเจ็ตแบบ Ramp Intake ระบบนี้ใช้พื้นผิวลาดเอียง (ramp) หนึ่งหรือหลายชั้น เพื่อสร้าง oblique shock ที่ลดระดับ ความเร็วของอากาศลงแบบเป็นขั้นตอน โดยไม่ต้องใช้โครงสร้างแกนกลางภายใน การบีบอัดอากาศ เกิดจากการสะท้อนและรวมตัวของ shock waves ที่เกิดขึ้นบนพื้นผิวลาด ทาให้อากาศที่ไหลมีความ ดันสูงขึ้นในขณะที่ยังคงการไหลแบบเรียบ (uniform flow) ได้ดี ข้อดีของ ramp intake คือมีน้าหนักเบา โครงสร้างง่าย และสามารถปรับมุมลาดให้เหมาะสมกับช่วง ความเร็วต่าง ๆ ได้ จึงมักใช้ในเครื่องบินความเร็วสูงระดับ Mach 1.5–3 แต่ประสิทธิภาพการบีบอัด จะลดลงเมื่อเทียบกับแบบ inner body ที่มีการควบคุม shock หลายระดับได้ละเอียดกว่า 3.4.3 วัสดุ ต้นแบบเครื่องยนต์นี้เลือกใช้ สแตนเลสชนิด 304 (AISI 304 Stainless Steel) เป็นวัสดุหลัก ในการสร้างแรมเจ็ต เนื่องจากมีสมบัติเหมาะสมทั้งด้านความแข็งแรงเชิงกลและความทนทานต่อการ กัดกร่อน โดยมีคุณสมบัติสาคัญดังนี้ 1. ความทนทานต่ออุณหภูมิสูง : สามารถคงสมบัติเชิงกลได้ดีที่อุณหภูมิประมาณ 900 K ซึ่ง เหมาะกับการทางานของแรมเจ็ตในช่วงเผาไหม้และบีบอัดอากาศ 29 2. ความแข็งแรงและความเหนียวสูง (High Strength & Toughness) : มีค่าความต้านแรง ดึงเฉลี่ยประมาณ 515–620 MPa ทาให้สามารถรับแรงดันจากการไหลของอากาศและ แรงสั่นสะเทือนได้ดี 3. ทนต่อการกัดกร่อน (Corrosion Resistance) : มีส่วนผสมของโครเมียม (Cr) และนิกเกิล (Ni) ซึ่งช่วยป้องกันการเกิดออกไซด์และการกัดกร่อนจากความชื้นหรือการเผาไหม้ 4. ความสามารถในการขึ้นรูปและเชื่อมต่อ (Fabrication & Weldability) : สามารถขึ้นรูป ด้วยกระบวนการดัด ตัด หรือเชื่อมได้ง่าย เหมาะกับการผลิตชิ้นส่วนท่อและโครงสร้างที่มี รูปทรงซับซ้อน วัสดุที่ใช้ในการผลิตชิ้นงาน แท่นทดสอบ และอุปกรณ์อิเล็กโทรนิกส์ มีดังนี้ - สแตนเลส304 ทรงกระบอกตัน เส้นผ่านศูนย์กลาง 64 มิลลิเมตร Filaments ประเภท PLA 1 ม้วน Filaments ประเภท PETG 1 ม้วน หัวฉีดขนาด 65 องศา รูฉีด 0.66 มิลลิเมตร 3 ชิ้น เชื้อเพลิง Kerosene สายยางน้ามัน เส้นผ่านศูนย์กลางด้านใน 6 มิลลิเมตร ด้านนอก 10 มิลลิเมตร ปั๊มดูดน้ามัน (Fuel pump) 901 ขนาดแรงดัน 5.5 bars Regulator ปรับความดัน ตะแกรงสแตนเลส 304 Switching Power Supply แรงดัน 12 V กระแส 20 A สายยาง โหลดเซลล์ 1 ชิ้น HX711 Amplifier 1 ชิ้น จอแสดงผล LED 1 ชิ้น สายจั๊ม (Jumper Wires) 30 3.5 โปรแกรมที่ใช้ในการออกแบบ 3.5.1 SolidWorks ซอฟต์แวร์นี้ใช้ในการสร้างแบบจาลองสามมิติ (3D Modeling) เพื่อให้สามารถกาหนดรูปทรง เรขาคณิตของชิ้นส่วนต่าง ๆ และตรวจสอบความถูกต้องของโครงสร้าง และการประกอบของชิ้นส่วน ภายในระบบ กระบวนการออกแบบเริ่มจากการสร้าง แบบร่างสองมิติ (2D Sketch) ของโครงสร้างหลัก เช่น ช่อง รับอากาศ, ห้องเผาไหม้, และหัวฉีด จากนั้นใช้คาสั่งสร้างแบบสามมิติ เช่น Extrude, Revolve, และ Loft เพื่อขึ้นรูปชิ้นส่วนตามลักษณะโครงสร้างของเครื่องยนต์จริง ซึ่งสามารถปรับขนาดหรือสัดส่วน ของส่วนประกอบได้ตามค่าพารามิเตอร์การออกแบบ จากนั้นเราจะทาแบบจาลองการประกอบ (Assembly Model) เพื่อสังเกตการเชื่อมต่อระหว่างชิ้นส่ว น เช่น การประกอบระหว่าง ช่องรับ อากาศ และ ห้องเผาไหม้ ในขั้นตอนการวิเคราะห์เบื้องต้น โปรแกรมสามารถจาลองการไหลของอากาศ (Flow Simulation) เพื่อประเมินแรงดัน การกระจายอุณหภูมิ และพฤติกรรมของกระแสอากาศภายในเครื่องยนต์ 3.6 โปรแกรมที่ใช้ในการวิเคราะห์ 3.6.1 Ansys Fluent หลังจากสร้างแบบจาลองของเครื่องยนต์แรมเจ็ตด้วยโปรแกรม SolidWorks แล้ว ขั้นตอน ต่ อ มาคื อ การนาแบบจาลองไปทาการวิ เ คราะห์ พ ลศาสตร์ ข องไหล (Computational Fluid Dynamics: CFD) โดยใช้โปรแกรม ANSYS Fluent เพื่อศึกษาพฤติกรรมการไหลของอากาศผ่าน supersonic inlet ใน Compressible Flow ขั้นตอนการวิเคราะห์พลศาสตร์ของไหลแสดงได้ดังนี้ Geometry 1. เปิด Analysis system เป็น Fluid flow (Fluent) และ Import โมเดล Supersonic inlet นามสกุลไฟล์ STEP ในโมดูล Geometry และเปิด Design modeler 31 รูปที่ 3.1 รูปทรงเครื่องยนต์แรมเจ็ตใน geometry module 2. ย้ายโมเดลยังไปยังระนาบแกน x-y และ สร้างโดเมนของไหล มีขนาดเป็นครึ่งหนึ่งของโมเดล 3. ใช้ Surface from sketches สร้างพื้นผิวของโดเมนของไหล 4. ใช้ Boolean subtract ในการตัดโมเดลของ supersonic inlet ออกจากพื้นที่ผิวโดเมนของไหล 5. สร้าง sketch2 ที่ระนาบ x-y และสร้างเส้นแบ่งการสร้างเมช 6. สร้าง Line from sketches จาก Sketch2 7. ใช้ Projections ใน Tools สร้างเส้นฉายบนพื้นที่ผิวโดเมน 8. Suppress body ที่ Line body ทั้งหมด 32 รูปที่ 3.2 ผลลัพธ์ใน geometry module Meshing 1. ตั้งค่าขนาดเมชตามความเหมาะสมของช่องเมชที่สร้างข้างต้น รูปที่ 3.3 ความละเอียดของเมชที่ใช้ในการออกแบบ 33 ซึ่งมีรายละเอียดขององค์ประกอบ ดังนี้ - Average surface area: 3.4344e-003 m² - Node: 80800 - Elements: 79851 2. ตั้งชื่อ Boundary condition รูปที่ 3.4 ตาแหน่งของชื่อ boundary Setup General Solver: Density based 2D space: Asymmetry Time: Steady Models Energy: on Vicious: K-ω SST 34 Materials Fluid: air ตารางที่ 3.1 คุณสมบัติของของไหล Properties Density Cp Value Ideal gas 1006.43 Thermal conductivity 0.0242 Viscosity Molecular weight Sutherland 28.966 Boundary Conditions Operation Condition: Operating pressure 0 Pa • axis type: axis • inlet type: pressure far field - gauge pressure: 101325 Pa - Mach Number: 1.5 - Temperature: 300 K • jet type: wall • wall type: wall • outlet type: pressure outlet - Gauge pressure: assume back pressure Methods Formulation: Explicit Flux type: Roe-FDS Gradient: Least Squares cell based Flow: Second order upwind 35 Unit Kg/m3 J/kg K W/m K Kg/kmol Turbulent Kinetic Energy: Second order upwind Specific Dissipation Rate: Second order upwind Initialize Initialize methods: Standard initialize Compute from: inlet 3.7 สมการการเผาไหม้ของเชื้อเพลิง เชื้อเพลิงที่ใช้ในการทดสอบคือ kerosene ซึ่งสามารถเขียนสมการเผาไหม้ได้ดังนี้ C12 H26 + 18.5(O2 + 3.71N2 )→ 12CO2 + 13H2 O + 68.64N2 3.7.1 Fuel to air ratio (FAR) อัตราส่วนโดยมวล (Mass Ratio) ระหว่าง เชื้อเพลิง (Fuel) ต่อ อากาศ (Air) ที่ใช้ในกระบวนการเผา ไหม้ภายในห้องเผาไหม้ หมายถึง ค่าที่ใช้บอกว่าในการเผาไหม้หนึ่งครั้ง มีการใช้ เชื้อเพลิง เทียบกับ อากาศ มากน้อยแค่ไหน โดยคิดจากอัตราส่วนของมวลเชื้อเพลิงต่อมวลอากาศ 𝐹𝐴𝑅 = = 𝑓𝑢𝑒𝑙 𝑚𝑎𝑠𝑠 𝑎𝑖𝑟 𝑚𝑎𝑠𝑠 (3.1) 12(12.01) + 26(1.01) 18.5(32) + 68.64(28.02) 𝐹𝐴𝑅 = 0.0677 Fuel to air ratio มีค่า 0.0677 หมายถึง ในอากาศ 1 กิโลกรัม จะใช้เชื้อเพลิงประมาณ 0.0677 กิโลกรัม หรือประมาณ 6.77% ของมวลอากาศ 36 3.7.2 Fuel mass fraction อัตราส่วนของมวลเชื้อเพลิงต่อมวลรวมของส่วนผสมเชื้อเพลิงและอากาศ 𝑓= 𝑓𝑢𝑒𝑙 𝑚𝑎𝑠𝑠 𝐹𝐴𝑅 = 𝑡𝑜𝑡𝑎𝑙 𝑚𝑎𝑠𝑠 1 + 𝐹𝐴𝑅 𝑓= (3.2) 0.0677 = 0.0634 1 + 0.0677 Fuel mass fraction มีค่า 0.0634 หมายถึง ส่วนผสมของเชื้อเพลิงและอากาศรวมกัน 100% มี เชื้อเพลิงอยู่ประมาณ 6.34% 3.7.3 Heating Value The enthalpy of formation for kerosene (dodecane) C12H26 is -352.1 kJ/mol The enthalpy of formation for CO2 is -393.522 kJ/mol The enthalpy of formation for H2O is -241.842 kJ/mol The enthalpy of formation for N2 is 0 kJ/mol 𝑛 (𝑝𝑟𝑜𝑑𝑢𝑐𝑡𝑠) 𝑄𝑅 ≡ − ∑𝑖=1 𝑛 (𝑟𝑒𝑎𝑐𝑡𝑎𝑛𝑡𝑠) 𝑛𝑖 ∆ℎ°𝑓,𝑖 − ∑𝑖=1 𝑛𝑓𝑢𝑒𝑙 𝑀𝑓𝑢𝑒𝑙 𝑛𝑖 ∆ℎ°𝑓,𝑖 −[12(−393.522 × 103 ) + 13(−241.842 × 103 )] − [1(−352.1 × 103 )] ≡ 𝑔 1 𝑘𝑔 1 [(12 × 12.01) + (26 × 1.01) × 1000 𝑔] 𝑚𝑜𝑙 𝑄𝑅 ≡ 4.82 × 107 𝐽/𝑘𝑔 37 (3.3) 3.8 Fuel properties ตารางที่ 3.2 คุณสมบัติของเชื้อเพลิง Properties Value Chemical formula C12H26 Molecular weight 170.38 Heating value (LHV) 48.2 Boiling point 216.3 Melting point -9.55 Flash point 74 Density (20°C) 749.3 Vapor pressure (48°C) 0.133 Autoignition temperature 203 Heat of vaporization (25°C) 61.52 Stoichiometric F/A 0.0677 Fuel mass fraction 0.0634 Unit – g/mol MJ/kg °C °C °C kg/m³ kPa °C kJ/mol – – - Heating Value คือ ปริมาณพลังงานความร้อนที่ปล่อยออกมาเมื่อเชื้อเพลิงถูกเผาไหม้อย่างสมบูรณ์ - Boiling Point (จุดเดือด) คือ อุณหภูมิที่ของเหลวเริ่มเปลี่ยนสถานะเป็นไอ ค่านี้มีผลต่อการระเหย ของเชื้อเพลิงและการผสมกับอากาศ - Melting Point (จุดหลอมเหลว) คือ อุณหภูมิที่ของแข็งเปลี่ยนเป็นของเหลว - Flash Point (จุดวาบไฟ) คือ อุณหภูมิต่าสุดที่เชื้อเพลิงสามารถระเหยและติดไฟได้ - Density (ความหนาแน่ น ) คื อ มวลต่ อ หนึ่ง หน่ ว ยปริ มาตร (kg/m³) ใช้ ใ นการคานวณปริ มาณ เชื้อเพลิง - Vapor Pressure (ความดันไอ) คือ ความสามารถของของเหลวในการระเหยเป็นไอที่อุณหภูมิหนึ่ง - Autoignition Temperature คือ อุณหภูมิที่เชื้อเพลิงสามารถติดไฟได้เองโดยไม่ต้องใช้ประกายไฟ - Heat of Vaporization คือ พลังงานที่ต้องใช้ในการเปลี่ยนเชื้อเพลิงจากของเหลวเป็นไอโดยไม่ เปลี่ยนอุณหภูมิ ค่านี้มีผลต่อการระเหยและการผสมกับอากาศในห้องเผาไหม้ 38 3.9 Fuel system รูปที่ 3.5 Diagram ของระบบเชื้อเพลิง แผนภาพนี้แสดงระบบจ่ายเชื้อเพลิงสาหรับการทดลอง โดยเชื้อเพลิงถูกเก็บในถังและถูกดูด ผ่านท่อเข้าสู่ปั๊มเชื้อเพลิง (P-101) เพื่อเพิ่มแรงดัน จากนั้นไหลผ่านเครื่องวัดความดัน (PI-101) เพื่อ ตรวจสอบแรงดันในระบบ ก่อนเข้าสู่วาล์วควบคุมแบบแมนนวล (HV-101) ซึ่งใช้ปรับอัตราการไหล ของเชื้อเพลิงตามต้องการ เชื้อเพลิงจะถูกส่งต่อไปยังหัวฉีด (Fuel Injector) และฉีดเข้าสู่ห้องเผาไหม้ ของเครื่องยนต์ ในระบบนี้ มีการใช้ล มอัดจากปืน ฉีดลม (Air Gun) เป่าที่บริเวณทางเข้าอากาศของเครื่ อ งยนต์ (engine inlet) เพื่ อ ช่ ว ยให้ เ ชื้ อ เพลิ ง แตกตั ว เป็ น ละออง (atomization) ได้ ดี ขึ้ น ซึ่ ง ช่ ว ยเพิ่ ม ประสิทธิภาพในการผสมอากาศและเชื้อเพลิงก่อนการเผาไหม้ โดยลมอัดดังกล่าวเป็นการจ่ายแบบ ภายนอกและไม่ได้เชื่อมต่อโดยตรงกับระบบในแผนภาพ 3.10 การคานวณวัฏจักรของแรมเจ็ต 3.10.1 การออกแบบและคานวณ Supersonic shock waves ของ inlet การออกแบบ Supersonic จะต้องคานึงถึง มุมองศา ที่เกิดขึ้นเมื่อเกิด shock waves โดย ขนาดของมุมไม่ควรมีค่ามากเกินไป เพราะจะทาให้กระแสของอากาศมีความเร็วลดลงอย่างรวดเร็ว และประสิทธิภาพของเครื่องยนต์ จะลดลงตามไปด้วย และหากมุมองศาของ cone มีค่ามากกว่ามุม สูงสุดของความเร็วกระแส จะเกิด shock detach ที่ทาให้ shock waves ไม่เกาะกับพื้นผิวและเกิด การไหลย้อนกลับของกระแส ไหลรั่วออกมาทางช่องรับอากาศ ทาให้ระบบไม่เสถียร 39 ประเภทของ Supersonic shock waves มี 3 รูปแบบ รูปที่ 3.6 ประเภทของ Supersonic shock waves การออกแบบในครั้งนี้จะเป็นแบบ Mixed compressible เนื่องจากเป็นระบบที่มีประสิทธิ ภาพสูง ที่สุดและโครงงานมีข้อจากัดเรื่องงบประมาณในการผลิต จึงออกแบบผนังทางเข้า ของช่องรับอากาศ เป็นแบบท่อตรงเพื่อให้ผลิตได้ง่ายและงบประมาณถูกลง แต่จะมีข้อเสียคือเกิด unstart ได้ง่าย การออกแบบถูกจากัดโดยขนาดของเครื่องยนต์ ดังนั้นขนาดเริ่มต้นของ inlet ที่ออกแบบมีเส้นผ่าน ศูนย์กลาง 30 mm ออกแบบครั้งที่ 1 Cone angle 20 องศา M = 1.5 เมื่อใช้ทฤษฎี Conical shock waves ของ Taylor-Maccoll รูปที่ 3.7 Cone angle 20 องศา 40 Shock ครั้งที่ 1 รูปที่ 3.8 ค่า parameters shock ครั้งที่ 1 ของ cone angle 20 องศา Shock ครั้งที่ 2 รูปที่ 3.9 ค่า parameters shock ครั้งที่ 2 ของ cone angle 20 องศา จากโปรแกรมคานวณพบว่า M = 1.5 เกิด shock waves ที่ cone angle 20 องศา ครั้งที่ 1 จากนั้น ทาให้ความเร็วของการไหลของกระแสอากาศลดลงเหลือ M = 1.149 เมื่อกระแสได้เปลี่ยนทิศทางไป ตามองศาของ cone ที่ 20 องศา สะท้อนกับผนังด้านบนซึ่งใช้มุม 20 องศา ผลการคานวณ จาก โปรแกรมคานวณพบว่า เกิด Shock Detached หรือshock ไม่ติดกับพื้นผิว ทาให้ inner body ที่มี cone ที่ 20 องศา ไม่เหมาะกับการออกแบบ เนื่องจากทาให้กระแสของอากาศไหลเข้าเครื่องยนต์ แบบไม่เสถียร ออกแบบครั้งที่ 2 Cone angle 10 องศา M = 1.5 Subsonic (M<1) Normal shock รูปที่ 3.10 Cone angle 10 องศา 41 Shock ครั้งที่ 1 รูปที่ 3.11 ค่า parameters shock ครั้งที่ 1 ของ cone angle 10 องศา Shock ครั้งที่ 2 รูปที่ 3.12 ค่า parameters shock ครั้งที่ 2 ของ cone angle 10 องศา มุมสะท้อนคานวณได้จาก ∅ = 𝛽 − 𝜃 = 47.56 − 10 = 37.56 องศา Shock ครั้งที่ 3 Normal shock รูปที่ 3.13 ค่า parameters shock ครั้งที่ 3 ของ cone angle 10 องศา เป็น Normal shock จากโปรแกรมคานวณ Cone angle ที่ 10 องศา จะได้ความเร็วของกระแส M = 0.8099 คานวณ Pressure recovery จาก 𝑃0𝑐 = 0.999 𝑃01 (3.4) 𝑃0𝑐 = 0.999 𝑃01 (3.5) 𝑃02 = 0.986 𝑃01 (3.6) 42 Pressure recovery เท่ากับ 0.999 × 0.999 × 0.986 = 0.984 คานวณค่า mass flow rate (𝑚̇𝑎 ) จากสูตร 𝑚̇𝑎 = 𝜌𝑉𝐴 (3.7) 𝑚̇𝑎 = 𝜌√𝛾𝑅𝑇(𝑀)[𝜋(𝑅𝑔𝑒𝑜 2 − 𝑟𝑔𝑒𝑜 2 )] (3.8) โดย 𝛾 คือ specific heat ratio 𝑅 คือ The specific gas constant for air 𝑅𝑔𝑒𝑜 คือ รัศมี cowl lip จากแบบใน SolidWorks (เมตร) 𝑟𝑔𝑒𝑜 คือ รัศมี inner body จากแบบใน SolidWorks (เมตร) จะได้ 𝑚̇𝑎 = 1.225√1.4 × 287.1 × 300(1.5)[𝜋(0.0152 − 0.003092 )] 𝑚̇𝑎 = 0.432 𝑘𝑔/𝑠 43 เมื่อความเร็วของกระแสอากาศลดลงเป็น Subsonic แล้วจึงค่อยๆ เพิ่มขนาดช่องรับอากาศของ เครื่องยนต์เพื่อให้ความเร็วต่าลงและมีความดันสูงขึ้นตามคุณสมบัติของ subsonic โดยเพิ่มขนาดจาก 30 mm เป็น 50 mm รูปที่ 3.14 ขนาดช่องรับอากาศเพิ่มขึ้น เมื่อเพิ่มขนาดพื้นที่แล้วสามารถใช้ความสัมพันธ์ Isentropic flow ในการคานวณหาความเร็ว ความดัน และอุณหภูมิที่เพิ่มขึ้นได้ พื้นที่คอคอด สามารถคานวณได้ดังนี้ 𝛾+1 𝐴(𝑀) 1 2 𝛾 − 1 2(𝛾−1) 2 = 𝑀 (1 + )] [ 𝐴∗ 𝑀 𝛾+1 2 (3.9) จะได้อัตราส่วนระหว่าง 𝐴2 𝜋𝑟22 𝜋(252 ) = = = 2.778 𝐴1 𝜋𝑟12 𝜋(152 ) โดย 1.4+1 𝐴1 1 2 1.4 − 1 2(1.4−1) 2 = 0.8099 + [ (1 )] 𝐴∗ 0.8099 1.4 + 1 2 44 จะได้ 𝐴1 = 1.034 𝐴∗ ดังนั้น 𝐴1 𝐴2 𝐴2 × = ∗ = 1.034 × 2.778 = 2.872 𝐴∗ 𝐴1 𝐴 จากสมการ (3.9) จะได้ 2.87 = 1 [ 2 𝑀 1.4 + 1 𝑀 2 (1 + 1.4 − 1 2 1.4+1 2(1.4−1) )] จะได้ M = 2.01 ซึ่งเพียงพอต่อการเผาไหม้ คานวณความดันจาก 𝛾 𝑃 𝛾 − 1 𝛾−1 = [1 + 𝑀2 ( )] 𝑃𝑡 2 (3.10) ที่ M = 0.8099 จะได้ 1.4 𝑃1 2 1.4 − 1 1.4−1 = [1 + 0.8099 ( = 0.65 )] 𝑃𝑡 2 และที่ M = 0.21 จะได้ 1.4 𝑃2 2 1.4 − 1 1.4−1 = [1 + 0.21 ( = 0.97 )] 𝑃𝑡 2 จะได้อัตราความดันที่เพิ่มขึ้น 0.97 = 1.49 0.65 45 คานวณปริมาณความดันหลังเกิด Shock wave แต่ละครั้ง ได้ดังนี้ 𝑃𝑐 Shock ครั้งที่ 1 𝑃1 = 1.196 จะได้ 𝑃𝑐 = 1.196 × 101.325 = 121.185 𝑘𝑃𝑎 𝑃𝑐 Shock ครั้งที่ 2 𝑃1 = 1.177 จะได้ 𝑃𝑐 = 1.177 × 101.325 = 119.26 𝑘𝑃𝑎 𝑃2 Shock ครั้งที่ 3 𝑃1 = 1.67 จะได้ 𝑃2 = 1.67 × 101.325 = 169.213 𝑘𝑃𝑎 ความดันที่เพิ่มขึ้นมีค่า 𝑃 = 169.213 × 1.49 = 252.127 𝑘𝑃𝑎 46 3.10.2 การคานวณค่าพารามิเตอร์ของแรมเจ็ต พารามิเตอร์ที่ใช้ในการคิด แสดงตามตาราง 3.1 ตารางที่ 3.3 ค่าพารามิเตอร์ Parameters 𝑃𝑎 𝜌𝑎 𝑇𝑎 𝑎 𝑅 𝐶𝑝 𝐶𝑣 𝛾 𝑇𝑐𝑜𝑚𝑏 𝑀𝑎 𝜋𝑑 (inlet pressure recovery) 𝜋𝑏 (combustion pressure loss) 𝜂𝑛 (nozzle efficiency) 𝜂𝑐𝑜𝑚𝑏 (combustion efficiency) 𝑄𝑅 𝑚̇𝑎 Value 101.325 kPa 1.225 kg/m3 300 K 340.3 m/s 287.1 J/kgK 1005 J/kgK 717.98 J/kgK 1.4 700 K 1.5 0.995 0.95 0.98 0.8 48.2 x 106 J/kg 0.432 kg/s หาค่าความดัน อุณหภูมิ และความเร็วก่อนเข้า inlet 𝛾 𝛾−1 𝛾−1 𝑃0𝑎 = 𝑃𝑎 [1 + 𝑀𝑎 2 ] 2 (3.11) 1.4 1.4−1 1.4 − 1 𝑃0𝑎 = 101.3 [1 + (1.52 )] 2 𝑃0𝑎 = 371.875 𝑘𝑃𝑎 47 𝑇0𝑎 = 𝑇𝑎 [1 + 𝛾−1 𝑀𝑎 2 ] 2 𝑇0𝑎 = 288.2 [1 + (3.12) 1.4 − 1 (1.52 )] 2 𝑇0𝑎 = 417.89 𝐾 𝑉𝑎 = √𝛾𝑅𝑇𝑎 𝑀𝑎 (3.13) 𝑉𝑎 = √1.4 × 287.1 × 288.2(1.5) 𝑉𝑎 = 510.527 𝑚/𝑠 หาค่าความดันและอุณหภูมิ ที่บริเวณ inlet ไปจนถึงก่อนเข้า combustion chamber 𝑇01 = 𝑇0𝑎 = 417.89 𝐾 (3.14) 𝑃01 = 𝜋𝑑 𝑃0𝑎 = 0.995(371.875) = 370.016 𝑘𝑃𝑎 (3.15) หาค่าความดันและอุณหภูมิ ที่ combustion chamber จนถึงทางออก chamber 𝑇02 = 700 𝐾 ; 𝑇𝑠𝑡𝑎𝑔𝑛𝑎𝑡𝑖𝑜𝑛 (3.16) 𝑃02 = 𝜋𝑏 𝑃01 = 0.95(370.016) = 351.515 𝑘𝑃𝑎 (3.17) สมการ Energy Balance 𝑚̇ 𝑎 𝐶𝑝 𝑇01 + 𝑚̇ 𝑓 𝑄𝑅 = (𝑚̇ 𝑎 + 𝑚̇ 𝑓 )𝐶𝑝 𝑇02 𝑚̇𝑓 𝑄𝑅 = (𝑚̇𝑎 + 𝑚̇𝑓 )𝐶𝑝 𝑇02 − 𝑚̇𝑎 𝐶𝑝 𝑇01 48 (3.18) 𝑚̇𝑓 𝐶𝑝 𝑇02 − 𝐶𝑝 𝑇01 = 𝑚̇𝑎 𝑄𝑅 − 𝐶𝑝 𝑇02 𝑇02 −1 𝑇01 𝑓= 𝑇 𝑄𝑅 − 02 𝐶𝑝 𝑇01 𝑇01 (3.19) 700 −1 417.89 𝑓= 48.2 × 106 700 − 1005 × 417.89 417.89 ดังนั้น fuel to air ratio (f) เท่ากับ 0.00588 คานวณค่า f จริงในเครื่องยนต์ได้ดังนี้ 𝑓𝑎𝑐𝑡𝑢𝑎𝑙 = 𝑓 𝜂𝑐𝑜𝑚𝑏 = 0.00588 = 0.00735 0.8 (3.20) หาค่าความดันและอุณหภูมิ ที่ Nozzle จนถึงทางออก (C-D nozzle) กาหนดให้ความดันที่ทางออกมีค่าเท่ากับความดันบรรยากาศ 𝑃𝑒 = 𝑃𝑎 = 101.3 𝑘𝑃𝑎 𝛾−1 𝑇02 𝑃02 𝛾 =( ) 𝑇𝑒 𝑃𝑒 (3.21) 1.4−1 700 351.515 1.4 =( ) 𝑇𝑒 101.3 𝑇𝑒 = 490.54 𝐾 49 ความเร็วที่ทางออก คานวณได้ดังนี้ 𝑉𝑒 = √2𝜂𝑛 𝐶𝑝 (1 − 𝑇𝑒 )𝑇 𝑇02 02 = √2 × 0.98 × 1005 × (1 − (3.22) 490.54 ) × 700 700 𝑉𝑒 = 642.335 𝑚/𝑠 Mach ที่ทางออก (Me) คานวณได้ดังนี้ 𝑀𝑒 = 𝑉𝑒 √𝛾𝑅𝑇𝑒 = 642.335 √1.4 × 287.1 × 490.54 = 1.447 (3.23) ความหนาแน่นที่ทางออก คานวณได้ดังนี้ 𝑃𝑒 101.3 × 103 𝜌𝑒 = = = 0.719 𝑘𝑔/𝑚3 𝑅𝑇𝑒 287.1 × 490.54 (3.24) พื้นที่ทางออก Nozzle คานวณได้ดังนี้ 𝐴𝑒 = 𝑚̇𝑎 (1 + 𝑓) 0.432(1 + 0.00735) = = 9.42 × 10−4 𝑚2 𝜌𝑒 𝑉𝑒 0.719 × 642.335 (3.25) จากพื้นที่ทางออก นาไปคานวณหาเส้นผ่านศูนย์กลางของได้จากสูตรพื้นที่หน้าตัดวงกลม 𝜋𝐷2 𝐴= 4 𝐷𝐴𝑒 = 3.463 𝑐𝑚 50 (3.26) พื้นทีค่ อคอด สามารถคานวณได้ดังนี้ 1−𝛾 2(𝛾−1) 𝐴𝑒 1 2 𝛾−1 2 = + 𝑀 [ (1 )] 𝑒 𝐴∗ 𝑀𝑒 𝛾 + 1 2 (3.27) 1−1.4 2(1.4−1) 9.42 × 10−4 1 2 1.4 − 1 2 = + 1.447 [ (1 )] 𝐴∗ 1.447 1.4 + 1 2 𝐴∗ = 0.00148 𝑚2 คานวณเส้นผ่านศูนย์กลางของบริเวณคอคอดจากสมการ 3.26 จะได้ 𝐷𝐴∗ = 4.341 𝑐𝑚 ประมาณค่าขนาด combustion chamber เป็น 3 เท่าจากพื้นที่บริเวณคอคอด 𝐴𝑐 = 0.00148 × 3 = 0.00444 𝑚2 เส้นผ่านศูนย์กลางของ chamber เท่ากับ 𝐷𝐴𝑐 = 7.52 𝑐𝑚 จาก 𝑓 = 𝑚̇𝑓 𝑚̇𝑎 จะได้ 𝑚̇𝑓 = 𝑓𝑚̇𝑎 𝑚̇𝑓 = 0.00735(0.432) = 0.00318 𝑘𝑔/𝑠 หาค่าอัตราการไหลที่ทางออกได้ดังนี้ 𝑚̇𝑒 = 𝑚̇𝑓 + 𝑚̇𝑎 𝑚̇𝑒 = 0.00318 + 0.432 = 0.435 𝑘𝑔/𝑠 51 (3.28) คานวณ specific thrust 𝑆𝑇 = (1 + 𝑓)𝑉𝑒 − 𝑉𝑎 (3.29) 𝑆𝑇 = (1 + 0.00735)(642.335) − 510.527 = 136.529 𝑁𝑠/𝑘𝑔 จะได้แรงขับ 𝑇 = 𝑆𝑇𝑥 𝑚̇ 𝑎 𝑇 = 136.529 𝑥 0.432 = 58.98 𝑁 3.11 รูปร่างของเครื่องยนต์และชิ้นส่วน รูปที่ 3.15 เครื่องยนต์แรมเจ็ตภายนอก 52 (3.30) รูปที่ 3.16 ด้านหน้าของเครื่องยนต์แรมเจ็ตแบบ front view รูปที่ 3.17 side view ของเครื่องยนต์แรมเจ็ตภายนอก รูปที่ 3.18 ภายในของเครื่องยนต์แรมเจ็ต 53 รูปที่ 3.19 เครื่องยนต์แรมเจ็ตที่ติดตั้งกับแท่นทดสอบ รูปที่ 3.20 เครื่องยนต์จริงที่ติดตั้งบนแท่นทดสอบจริง 54 รูปที่ 3.21 ด้านหน้าของเครื่องยนต์จริง รูปที่ 3.22 ภายนอกของเครื่องยนต์จริงที่มีการติดตั้ง fuel injector แล้ว 55 รูปที่ 3.23 Fuel injector รวมกับข้อต่อ รูปที่ 3.24 ด้านหน้าของ Fuel injector 56 รูปที่ 3.25 innner body ขนาดจริง รูปที่ 3.26 ตัวสาหรับสวม inner body 57 3.12 ขนาดของแต่ละส่วนของเครื่องยนต์ รูปที่ 3.27 ความยาวทั้งหมดของเครื่องยนต์แรมเจ็ต รูปที่ 3.28 ขนาดด้านหน้าของเครื่องยนต์ 58 รูปที่ 3.29 ขนาดของทางออกของเครื่องยนต์ 59 3.13 การออกแบบ test stand การทดสอบเครื่องยนต์แรมเจ็ ตเพื่อหาแรงขับที่ภาคพื้นนั้น ต้องทาการยึดติดเครื่องยนต์ ไว้กับ แท่นทดสอบ โดยติดตั้งเครื่องยนต์ให้อยู่ในแกนที่ต้องการ วัดค่าแรงขับโดยใช้โหลดเซลล์ (Load Cell) และแสดงผลผ่านจอแสดงผล รูปที่ 3.30 การติด load cell ไว้ระหว่างเครื่องยนต์กับแท่นทดสอบ 3.13.1 แท่นทดสอบ (Test Stand) โครงสร้างของแท่นทดสอบนั้นต้องมีความแข็งแรงสามารถยึดเครื่องยนต์ขณะทาการทดสอบได้ ขนาดของแท่นทดสอบมีความสูง 160 มิลลิเมตร และความกว้าง 84 มิลลิเมตร รูปที่ 3.31 แบบชิ้นงานแท่นทดสอบ 60 รูปที่ 3.32 แท่นทดสอบของจริง สาหรับตัวที่ทาการยึดติดระหว่างเครื่องยนต์และแท่นทดสอบนั้น จะมีลักษณะคล้ายแคลมป์รัดท่อ (Hose Clamp) เป็นชิ้นส่วนรูปร่างตัวยูสองชิ้นนามาประกบกัน เนื่องจากเครื่องยนต์มีรู ปร่างเป็น ทรงกระบอก มีขนาดเส้นผ่านศูนย์กลาง 64 มิลลิเมตร รูปที่ 3.33 แบบชิ้นงานยึดติดระหว่างเครื่องยนต์และแท่นทดสอบ 3.13.2 ระบบการวัดค่า ผลที่ต้องการจากการทดสอบเครื่องยนต์แรมจ็ตคือ แรงขับ จึงจาเป็นต้องวัด แรงที่เกิดขึ้น โดยตรง ใช้โหลดเซลล์ในการวัดค่าและสดงผลผ่านจอแสดงผล 1. โหลดเซลล์ โหลดเซลล์ที่เลือกใช้คือ แบบ Single point ทางานโดยอาศัยการยืดหดตัวตามทิศทางของ แรงที่เกิดขึ้น การเสียรูปนั้นจะถูกตรวจจับโดย Stain gauge และแปลงเป็นสัญญานไฟฟ้า 2. HX711 Amplifier เป็นอุปกรณ์ที่ใช้ร่วมกับโหลดเซลล์ทาหน้าที่แปลงและขยายสัญญาณ เนื่องจากสัญญาณจาก โหลดเซลล์นั้นมีขนาดเล็กมาก และแปลงสัญญาณให้เป็นสัญญาณดิจิตอล 3. จอแสดงผล เป็นอุปกรณ์ที่แสดงค่าผลลัพธ์จาก HX711 Amplifier เพื่อให้สามารถอ่านค่าได้ตามที่วัดได้ ณ ขณะนั้น 61 รูปที่ 3.34 Diagram ระบบการวัดแรงขับ 62 บทที่ 4 ผลการทดลอง 4.1 ผลการ simulation โดยการจาลองในแต่ละครั้ง จะค่ อ ยๆ เพิ่ ม back pressure เพื่ อ ดู ตาแหน่ ง ของการเกิด normal shock และ back pressure ที่เหมาะสมกับ inlet ที่ M = 1.5 ออกแบบครั้งที่ 1 20 องศา 𝑃 Back pressure ∞ = 3 𝑃𝑏 รูปที่ 4.1 Pressure contour รูปที่ 4.2 Velocity contour 63 𝑃 Back pressure ∞ = 3.55 𝑃𝑏 รูปที่ 4.3 Pressure contour รูปที่ 4.4 Velocity contour 64 รูปที่ 4.5 Position vs Mach number of cone angle 20 degree รูปที่ 4.6 Position vs Pressure of cone angle 20 degree จากผล simulation พบว่าเมื่อใช้ cone ที่มุม 20 องศา จะเกิด shock detach ออกไปทาง inlet ตามที่ได้วิเคราะห์ ไว้แต่กระแสบางส่วนยังคงไหลเข้าไปในเครื่องยนต์ เมื่อทดสอบการจาลองด้วย back pressure ที่ 3 เท่าของ inlet พบว่า back pressure ทาให้เกิด Normal shock ภายใน inlet ได้ แต่เมื่อเพิ่ม back pressure ที่ 3.55 เท่าของ inlet จะทาให้ มี แรงดัน ดันอากาศออกมาจากเครื่องยนต์มากเกินไป ทาให้เกิด bow shock ที่ inlet และความเร็ว ของกระแสลดลงอย่างรวดเร็ว สถานการณ์นี้ทาให้ mass flow rate ของเครื่องยนต์น้อยลงไปด้วย และทางานไม่เต็มประสิทธิภาพ 65 ดังนั้น cone ที่ 20 องศา ทาให้เกิด shock detach และ unstart ทีท่างเข้าช่องรับอากาศ แต่ยังคงมี กระแสของอากาศที่ไหลเข้าเครื่องยนต์อยู่ ต้องควบคุม back pressure ให้อยู่ที่ประมาณ 3 เท่าของ inlet เพื่อไม่ให้เกิด unstart มากกว่านี้ ออกแบบครั้งที่ 2 10 องศา 𝑃 Back pressure ∞ = 3 𝑃𝑏 รูปที่ 4.7 Velocity Contour รูปที่ 4.8 Pressure contour 66 Back pressure 𝑃∞ 𝑃𝑏 = 3.25 รูปที่ 4.9 Pressure contour รูปที่ 4.10 Velocity Contour 67 รูปที่ 4.11 Position vs Mach number of cone angle 10 degree รูปที่ 4.12 Position vs Pressure of cone angle 10 degree จากผลการ simulation พบว่าเมื่อกาหนดค่า back pressure ที่ 3 เท่าของ inlet จะเกิด Normal shock ที่ บ ริ เ วณขอบปากช่ อ งรั บ อากาศ (cowl lip) พอดี ทาให้ เ กิ ด mass flow rate ที่ มี ประสิทธิภาพ แต่เมื่อเพิ่มความดันเป็น 3.25 เท่าของ inlet พบว่าเริ่มเกิดการ unstart ที่บริเวณช่อง รับอากาศและความเร็วของกระแสลดลงเร็วมากขึ้น ดังนั้นสรุปได้ว่า Cone angle ที1่ 0 องศา มีความเหมาะสมที่จะรับกระแสอากาศที่ความเร็ว M = 1.5 โดยควรที่จะควบคุมให้ไม่เกิน 3 เท่าของ inlet เพื่อให้ได้ประสิทธิภาพสูงที่สุด โดยจะได้ความเร็วก่อน เข้าห้องเผาไหม้ ที่ M ≈ 0.41 และ static pressure ≈ 200 kPa 68 บทที่ 5 สรุปผล 5.1 สรุปผลการทดลอง 5.2 ข้อเสนอแนะ เนื่องด้วยการออกแบบเครื่องยนต์มีงบประมาณที่จำกัด จึงต้องออกแบบเครื่องยนต์ที่สามารถสั่ง ผลิตให้อยู่ในภายงบประมาณได้หากอยากให้เครื่องยนต์มีประสิทธิภาพมากขึ้นควรออกแบบให้มีการ รับอากาศที่ดีกว่านี้ เช่น เพิ่มเติมระบบป้องกันการไหลออกของอากาศ (ช่อง Bleed) ,ออกแบบระบบ ที่สามารถปรับ innerbody cone เข้าและออกได้ ให้เหมาะสมกับความเร็วของอากาศ ณ ขณะนั้น เนื่องด้วยเชื้อเพลิงทีี่ใช้เป็นเชื้อเพลิงเหลวเป็นเชื้อเพลิงหลัก จึงควรระวังเรื่องการระเหยของไอ เชื้อเพลิงเป็นพิเศษ เพื่อให้ประสิทธิภาพของฉีดละอองของเชื้อเพลิงเหลวและการเผาไหม้ดีขึ้น ควรใช้ หัวฉีดที่เฉพาะทาง และมีเครื่องยนต์ที่มีขนาดที่พอดี ที่ทำให้เชื้อเพลิง เหลวเป็นละอองและระเหยกับ อากาศได้ ทั น หรื อ ถ้า มี ปั ญ หาด้า นเชื้ อ เพลิ ง เหลว ก็ สามารถเปลี่ย นเป็น เชื้ อ เพลิง แก๊ ส ได้ เช่น Propane(LPG) หรือ Butane หรือ LPG 69 70 เอกสารอ้างอิง [1] N. Bondaryuk, S. M. Il’ yashenko, “RAMJET ENGINES,” Cosudarstvermoyo Izdatel’stvo Oboronnoy Promyshlennosti, Mosoow, 1958 [2] GUAN Yiheng, BECKER Sid, ZHAO Dan, “Research and Development on Ramjet Combustion Instabilities” Department of Mechanical Engineering, Faculty of Engineering, University of Canterbury, Private Bag 4800, Christchurch 8140, New Zealand,2024, P.4 [3] Sofie Tafolla, “Finite Element Analysis (FEA) of a Ramjet Structure,” Master of Science in Aerospace Engineering, The Faculty of the Department of Aerospace Engineering, San José State University, 2022 [4] Leahmarie Rivera, “Design of an Inlet for a Vertically Cruising Ramjet,” Master of Science in Aerospace Engineering, The Faculty of the Department of Aerospace Engineering San Jose State University, 2021 [5] Aerodynamic for Students, Prandtl-Meyer Expansion, Available: https://aerodynamics4students.com/gas-dynamics-and-supersonicflow/gasdynamics_w.php?page=6& [สืบค้นวันที่ 8/8/2567] [6] nptelhrd (2014, พฤษภาคม 22), Mod-01 Lec-38 Ramjets [วิดีโอ]. Youtube. https://www.youtube.com/watch?v=2JQ-PAJGLrM&t=2349s [7] nptelhrd (2014, พฤษภาคม 22), Mod-01 Lec-39 Ramjets / Scramjets [วิดีโอ]. Youtube. https://www.youtube.com/watch?v=4JCFufx6BVI&t=520s [8] Ch-35: IIT Madras: Metallurgical and Others, Cycle Analysis : Ramjet [วิดีโอ]. Youtube https://www.youtube.com/watch?v=lnhHQxMNclg&t=637s [9] Dr LukeTheDuke, Ideal Ramjet Analysis [วิดีโอ] Youtube https://www.youtube.com/watch?v=dkeTsn69mIo&t=302s [10] Hill, P. G., & Peterson, C. R. (1992). “Mechanics and thermodynamics of propulsion”. Addison71 Wesley.https://soaneemrana.com/onewebmedia/MECHANICS%20AND%20THERMODY NAMICS1.pdf [สืบค้นวันที่ 1/8/2567] [11] Huang, X., Zhang, M., Wu, X., Xu, X., & Liu, C. (2021). Experimental investigation of kerosene-fueled ramjet engine. “Journal of Physics: Conference Series, 2478” (11), 112018. https://doi.org/10.1088/1742-6596/2478/11/112018 [สืบค้นวันที่ 1/8/2567] [12] Neeraj Kumar, & Vinay Anand Yadav, Preliminary Design of a Ramjet Engine: An Analytical Approach, “Journal of Thermal and Fluid Science” [Electronic], 3(2), 2022, pp. 38–49, Available: RAME Publishers / JTFS [สืบค้นวันที่ 27/7/2567] [1 3 ] Huang, X., Zhang, M., Wu, X., Xu, X., & Liu, C., Experimental investigation of kerosene-fueled ramjet engine, “Journal of Physics: Conference Series” [Electronic], 2478(11), 2021, 112018, Available: IOPscience [สืบค้นวันที่ 25/7/2567] [14 ] T. Soontornpasatch, Aerodynamics for Aeronautical Engineer, n.p. 2023, pp. 111165. [15] Warped (2021, มกราคม 22), Jet Engine Thrust Test - Fuel Experiment (Jet-A vs Diesel vs BioDiesel vs HydroDiesel) [วิดีโอ] Youtube https://www.youtube.com/watch?v=SIfWCWZdfuc&t=555s [16] ElementalMaker (2018, ธันวาคม 9), Arduino Rocket Motor Thrust Test Stand! Elementalmaker [วิดโี อ] Youtube https://www.youtube.com/watch?v=yq1EmTkBCs&t=1s [17] Compressible Aerodynamics Calculator https://devenport.aoe.vt.edu/aoe3114/calc.html [สืบค้นวันที่ 11/15/2567] [18] ANALYSIS AND DESIGN OPTIMIZATION OF INLET CONE SECTION OF ARTILLERY RAMJET https://hindustanuniv.ac.in/assets/naac/CA/1_3_4/768_B_Ajay_Babu.pdf [สืบค้นวันที่ 20/9/2567] 72 ภาคผนวก ก แบบของช่องรับอากาศ แบบของ inner body 73 แบบของ isolator แบบของห้องเผาไหม้ 74 แบบของ nozzle 75

Abstract

This thesis aims to design and develop a small-scale ramjet engine prototype. The analysis begins with the simulation of internal airflow behavior using Computational Fluid Dynamics (CFD) to evaluate flow characteristics, pressure distribution, and air velocity prior to prototype fabrication. Kerosene is used as the primary fuel, with pressure regulated. Experimental testing is conducted under static ground conditions, where the engine is mounted on a test stand and supplied with supersonic airflow. Key parameters measured include thrust and airflow velocity at both the inlet and outlet using a load cell.

อ้างอิงผลงานนี้ / Cite this

รหัสโปรเจค

AE-2568-010

ชื่อเรื่อง

การออกแบบต้นแบบเครื่องยนต์แรมเจ็ตโดยการใช้ช่องรับอากาศที่ความเร็วสูง / Design of Ramjet Engine Prototype Using High-Speed Air Intake

ผู้จัดทำ

จิรัฏฐ์ ศิริวิทย์ปรีชา, จิณณ์จุฑา ประสิทธิชาติ, ปฏิมา สาเร๊ะ

อาจารย์ที่ปรึกษา

ผศ.ดร.ธาเนตร แสงสว่างมาตุ้ม

ปีการศึกษา

2568 (C.E. 2025)

หน่วยงาน

ภาควิชาวิศวกรรมเครื่องกลและการบิน-อวกาศ (MAE) มจพ.

URL

https://maeconnect.eng.kmutnb.ac.th/projects/cmoi2qb110028xtyrj2631p9w