Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique - Page 2
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Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique



  1. #31
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique


    ------

    q out= h1-h4?= Cp (T3-T4)?

    -----

  2. #32
    gts2

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    De quelle question parlez-vous ?

    De la première, on y a déjà répondu : message #18

    Pour ce qui est de la seconde, on parle de NH3, or il n'y a pas de NH3 dans la chambre entre 3 et 4

    Pour ce qui est de la troisième, on cherche T5, et pas T3 ou T4.

  3. #33
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Je ne faisais que recopier les formules de la slide que je viens de vous envoyer. Veuillez faire abstraction des chiffres. Je voulais juste savoir si c'était la formule qui modélisait au mieux:

    l'energie perdu de l'un = l'energie gagné par l'autre selon le principe de conservation de l'energie dans un échangeur

  4. #34
    gts2

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    OK, compris c'est bien \Delta h, mais ce n'est cp\Delta T que pour l'un des deux.

  5. #35
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Cp delta T s'utilise à première pour le point 1 car il est avant l'échangeur mais ici Je n'ai pas T avant le point 1 du coup Cp delta T est utilisé pour calculer le point 2?

  6. #36
    gts2

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Le texte dit "point 1 température 700°C 190 m/s" et point 2 (après un échangeur ...) "20°C 190 m/s"
    Donc vous connaissez les deux températures T1 et T2.

  7. #37
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Dois-je prendre le Cp du combustilble H2 ou de l'air?

    delta T vaut -680°C soit 20-700= -680?

  8. #38
    gts2

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    LIRE LE TEXTE : "l'air entre au point 1 ..."

  9. #39
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    1.005*(-680)=-683.4 kJ/kg?
    Ceci est égale à l'autre partie de l'équation.

    Mais comment je fais pour l'autre partie si je ne fais pas Cp delta T?

  10. #40
    gts2

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Le texte dit "NH3 entre à l'état de liquide saturé, P=800 kPa ... sort à l'état de vapeur saturée"
    Que vaut \Delta h dans ce cas ?

  11. #41
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    enthalpie de l'état de vapeur saturé- enthalpie de liquide saturé


    Mais ici je n'ai pas de tables

    Du coup je fais de nouveau Cp delta T?

    Je n'ai pas l'impression qu'il me donne le Cp de NH3

  12. #42
    gts2

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Citation Envoyé par Lavendou Voir le message
    enthalpie de l'état de vapeur saturé - enthalpie de liquide saturé.
    C'est bien cela

    Citation Envoyé par Lavendou Voir le message
    Mais ici je n'ai pas de tables
    Ce n'est pas faisable sans.

    Citation Envoyé par Lavendou Voir le message
    Du coup je fais de nouveau Cp delta T ? Je n'ai pas l'impression qu'il me donne le Cp de NH3
    De toute manière Cp * 0=0.

  13. #43
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Donc il me faut les valeurs de la table de NH3 je vais les chercher tout de suite.


    Pour la question, pour calculer T5 dans le cycle après la turbine, on a un rendement isentropique de 95% pour la turbine. Il faut donc faire PV^gamma=constante?

  14. #44
    gts2

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Le 95% c'est le rendement de la turbine de NH3. On ne dit pas grand chose sur la turbine air, on peut donc supposer isentropique et donc PV^gamma=constante.

  15. #45
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Nom : mmmm.PNG
Affichages : 111
Taille : 189,3 Ko

    En effet oui, isentropique d'accord mais avec un rendement de combien de pourcents? C'est important le pourcentage non?

  16. #46
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    eeeeeeeee.PNG

    Voici la table de NH3 ,pouvez-vous me confirmer que c'est la bonne?


    rrrrrrrrrrrrr.PNG

    Ici le NH3 entre avec l'air dans l'échangeur à une pression de 800kPa, je cherche donc 800 kPa dans la table?

    Est-ce correct? enthalpie liquide et l'enthalpie vapeur seront donc sur la même ligne

  17. #47
    gts2

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Si la détente est isentropique, elle est isentropique et donc par définition rendement isentropique 100%.

    La table parait correcte.
    Sur une ligne on est à saturation donc deux états possibles liq et vap.

  18. #48
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Pour la question 3, Ai-je déjà calculé avec un rendement isentropique une température?

    De manière à ce que je m'inspire de cette exercice.

  19. #49
    gts2

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    On ne vous donne aucun renseignement sur cette détente, donc on fait au plus simple : isentropique, PV^gamma=Cte et c'est tout.

  20. #50
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    PV^gamma =constante

    Comme dans l’exercice Ou on a fait

    PTP^-gamma=constante?
    De manière à ce que ce soit P^1-gamma*T=constante?

  21. #51
    gts2

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Oui : donne

  22. #52
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Pour revenir à la question 2 sur le débit de NH3 je fais donc à l'aide des tables la première partie de l'équation à droite

    Qui est enthalpie de l'état de vapeur saturé - enthalpie de liquide saturé à 800kPa

    Ce qui est égal à

    1.005*(-680)=-683.4 kJ/kg?


    Comment je fais pour faire le lien avec le débit de NH3 dans le cycle de refroidissement?

  23. #53
    gts2

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Vous avez répondu vous-même dans le message #26.
    "Que l'énergie employée pour refroidir l'un vaut l'énergie reçue par l'autre"

    Il faut simplement préciser sur une durée donnée, autrement dit remplacer énergie par puissance.

  24. #54
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Malheureusement ici je n'ai pas de durée dans le cycle de refroidissement. Comment je pourrais remplacer l'energie par la puissance si c'est le travail sur la durée?

  25. #55
    gts2

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Je re-re-répète : les raisonnements pour les systèmes ouvertes se font en puissance (pas en énergie), les données sont massiques, on passe de l'un à l'autre par : , X étant n'importe quelle grandeur extensive (je la note règle 1).

    Dans votre cas, vous avez q41=h1-h4 (massique), d'où , étant le débit s'écoulant de l'entrée 4 à la sortie 1. (j'ai pris les notations de votre message #31)

    Remarque : ceci pour un système à une entrée - une sortie.

    Je suppose que vous avez vu le cas général (votre cours page 24 diapo 2)

  26. #56
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Nom : x.PNG
Affichages : 102
Taille : 81,8 Ko

    La slide juste avant. Ils disent justement que c'est indépendant du temps, ce qui fait du sens par rapport au régime permanent.

    Pour la question 2, Par rapport à delta H

    Ici je n'ai pas 800kPa exactement dans mes tables du coup je dois interpoler?

    Si je fais la ligne de 857kPa, j'ai delta H= 1460.2-274.3= 1185.9kJ/kg? Il faut que j'interpole pour avoir l'enthalpie pour 800 kPa?

  27. #57
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Pour votre message 55# Vous voulez dire que je dois convertir mes données massiques en puissance?
    Voici la table que j'ai utilisé pour les enthalpies http://eon.sdsu.edu/testhome/Test/so...atAmmonia.html
    Dernière modification par Lavendou ; 28/07/2021 à 17h18.

  28. #58
    gts2

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Citation Envoyé par Lavendou Voir le message
    Ici je n'ai pas 800kPa exactement dans mes tables du coup je dois interpoler ?
    Il faudrait, mais vous pouvez prendre le point le plus proche.

  29. #59
    gts2

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Citation Envoyé par Lavendou Voir le message
    Pour votre message 55# Vous voulez dire que je dois convertir mes données massiques en puissance ?
    Oui je traduis votre cours parce qu'il n'est pas d'une clarté folle au niveau des notations : pour l'ammoniac

  30. #60
    Lavendou

    Re : Thermodynamique appliquée: combustion cycle moteur avion supersonique

    Si je fais la ligne de 857kPa, j'ai delta H= 1460.2-274.3= 1185.9kJ/kg?

    Je fais donc
    Ce qui est égal à

    1.005*(-680)=-683.4 kJ/kg?

    Qui est mon Cp delta T divisé par delta H= débit NH3

    1185.9kJ/kg/-683.4 kJ/kg=-1.74kJ/kg

    le signe négatif a un sens?

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