Коэффициент полезного действия реактивного двигателя
ТолкованиеПеревод
- Коэффициент полезного действия реактивного двигателя
- Коэффициент полезного действия реактивного двигателя
-
безразмерная величина, характеризующая степени совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают полный, эффективный и полётный (тяговый) К. п. д. р. д.
Полный коэффициент полезного действия (η)0, выражается отношением полезной тяговой мощности двигателя к затраченной в единицу времени термохимической и кинетической энергии топлива, находящегося на борту летательного аппарата. Пренебрегая нагревом топлива в баках и системах вне двигателя, получим
(η)0 = PV/(Gт(Hu + V2/2),
где Р — реактивная тяга двигателя, V — скорость полёта, Gт — расход топлива (горючего и окислителя в ракетных двигателях) во всех камерах сгорания двигателя в единицу времени, Hu — теплота сгорания 1 кг топлива (в воздушно-реактивном двигателе) или 1 кг смеси горючего и окислителя (в ракетном двигателе).
Полный коэффициент полезного действия равен произведению эффективного и полётного коэффициент полезного действия ((η)э и (η)п), характеризующих соответственно термогазодинамическое совершенство двигателя и его совершенство как движителя:
(η)0 = (η)э(η)п.
У воздушно-реактивного двигателя эффективный коэффициент полезного действия определяется отношением создаваемой двигателем располагаемой работы (в виде разности кинетической энергий вытекающих из сопел газов и набегающего потока воздуха) к затраченной энергии топлива. У воздушно-реактивного двигателя простейших одноконтурных схем (турбореактивный двигатель, прямоточный воздушно-реактивный двигатель) этот коэффициент полезного действия близок к термическому коэффициенту полезного действия термодинамического цикла и сохраняет характер его зависимости от основных параметров цикла. У турбореактивного двухконтурного двигателя (η)э несколько снижается из-за потерь при обмене энергий между контурами, однако полный коэффициент полезного действия турбореактивного двухконтурного двигателя на малых скоростях растёт в связи с ростом полётного коэффициента полезного действия. У двигателей с форсажными камерами сгорания при малых V значение (η)э уменьшается вследствие того, что подвод топлива в форсажные камеры осуществляется при более низком давлении воздуха однако при высоких сверхзвуковых скоростях полёта (η)э значительно увеличивается из-за существенного повышения давления в двигателе вследствие динамического сжатия воздуха.
Полётный коэффициент полезного действия определяется отношением полезной тяговой мощности двигателя к создаваемой им располагаемой мощности. Этот коэффициент полезного действия определяется приближённой формулой Б. С. Стечкина для двигателей с единым реактивным соплом:
(η)п = 2(V)/1 + (V)),
где (V) = V/ωc — отношение скоростей полёта и истечения газов из реактивного сопла (реально (V) У ракетных двигателей (η)э определяется как отношение располагаемой работы (в виде суммы кинетической энергий вытекающих из сопла газов и топлива на борту летящего летательного аппарата) к полной энергии топлива, то есть
(η)э = (ω2с + V2)/2(Hu + V2/2).
Полётный коэффициент полезного действия ракетного двигателя выражается формулой
(η)п = 2(V)/(1 + (V)2).
У турбовинтовых двигателей (η)э определяется отношением эквивалентной мощности Ne к затраченной энергии топлива:
(η)э = Ne/(GтHu).
Полётный коэффициент полезного действия турбовинтовых двигателей выражается сложной формулой, его значение близко к значению коэффициента полезного действия винта
(η)в = PвV/Nв,
где Рв, Nв — тяга винта и мощность на его валу.
Воздушно-реактивные двигатели к концу 80-х гг. достигли высокого термогазодинамического совершенства. Дозвуковые турбореактивные двухконтурные двигатели при высокой степени повышения давления а цикле (до 30 только в компрессорах и до 50 с учётом динамического сжатия в полёте при Маха числе полёта М(∞) = 0,8—0,85) имеют (η)э = 0,42—0,43, что превышает коэффициенты полезного действия, достигаемые в других транспортных тепловых машинах с простым рабочим циклом. Значение (η)э у современных турбореактивных двигателей с форсажной камерой и турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой при высоких скоростях полёта (М(∞) = 2—3) равно 0,4—0,5. Такие значения эффективного коэффициентa полезного действия при высоких полётных коэффициентов полезного действия обеспечивают современным воздушно-реактивным двигателям высокие значения полного коэффициента полезного действия , который имеет тенденцию к росту при увеличении скорости полёта летательного аппарата (при V = 0 всегда (η)0 = 0).
Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия.
Главный редактор Г.П. Свищев.
1994.
Полный коэффициент полезного действия равен произведению эффективного и полётного коэффициент полезного действия ((η)э и (η)п), характеризующих соответственно термогазодинамическое совершенство двигателя и его совершенство как движителя:
У двигателей с форсажными камерами сгорания при малых V значение (η)э уменьшается вследствие того, что подвод топлива в форсажные камеры осуществляется при более низком давлении воздуха однако при высоких сверхзвуковых скоростях полёта (η)э значительно увеличивается из-за существенного повышения давления в двигателе вследствие динамического сжатия воздуха.
Такие значения эффективного коэффициентa полезного действия при высоких полётных коэффициентов полезного действия обеспечивают современным воздушно-реактивным двигателям высокие значения полного коэффициента полезного действия , который имеет тенденцию к росту при увеличении скорости полёта летательного аппарата (при V = 0 всегда (η)0 = 0)..
Поможем написать курсовую
- Коэффициент полезного действия компрессора, турбины
- Коэффициент полноты сгорания топлива
Полезное
Что такое Коэффициент полезного действия реактивного двигателя | значение термина
Физика — конспекты, новости, репетиторы » Техническая энциклопедия
Опубликовано
Коэффициент полезного действия реактивного двигателя это
безразмерная величина, характеризующая степени совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают полный, эффективный и полётный (тяговый) К. п. д. р. д.
Полный коэффициент полезного действия (η)0, выражается отношением полезной тяговой мощности двигателя к затраченной в единицу времени термохимической и кинетической энергии топлива, находящегося на борту летательного аппарата. Пренебрегая нагревом топлива в баках и системах вне двигателя, получим
(η)0 = PV/(Gт(Hu + V2/2),
где Р — реактивная тяга двигателя, V — скорость полёта, Gт — расход топлива (горючего и окислителя в ракетных двигателях) во всех камерах сгорания двигателя в единицу времени, Hu — теплота сгорания 1 кг топлива (в воздушно-реактивном двигателе) или 1 кг смеси горючего и окислителя (в ракетном двигателе). Полный коэффициент полезного действия равен произведению эффективного и полётного коэффициент полезного действия ((η)э и (η)п), характеризующих соответственно термогазодинамическое совершенство двигателя и его совершенство как движителя:
(η)0 = (η)э(η)п.
У воздушно-реактивного двигателя эффективный коэффициент полезного действия определяется отношением создаваемой двигателем располагаемой работы (в виде разности кинетической энергий вытекающих из сопел газов и набегающего потока воздуха) к затраченной энергии топлива. У воздушно-реактивного двигателя простейших одноконтурных схем (турбореактивный двигатель, прямоточный воздушно-реактивный двигатель) этот коэффициент полезного действия близок к термическому коэффициенту полезного действия термодинамического цикла и сохраняет характер его зависимости от основных параметров цикла.
У турбореактивного двухконтурного двигателя (η)э несколько снижается из-за потерь при обмене энергий между контурами, однако полный коэффициент полезного действия турбореактивного двухконтурного двигателя на малых скоростях растёт в связи с ростом полётного коэффициента полезного действия. У двигателей с форсажными камерами сгорания при малых V значение (η)э уменьшается вследствие того, что подвод топлива в форсажные камеры осуществляется при более низком давлении воздуха однако при высоких сверхзвуковых скоростях полёта (η)э значительно увеличивается из-за существенного повышения давления в двигателе вследствие динамического сжатия воздуха.
Полётный коэффициент полезного действия определяется отношением полезной тяговой мощности двигателя к создаваемой им располагаемой мощности. Этот коэффициент полезного действия определяется приближённой формулой Б. С. Стечкина для двигателей с единым реактивным соплом:
(η)п = 2(V)/1 + (V)),
где (V) = V/ωc — отношение скоростей полёта и истечения газов из реактивного сопла (реально (V) У ракетных двигателей (η)э определяется как отношение располагаемой работы (в виде суммы кинетической энергий вытекающих из сопла газов и топлива на борту летящего летательного аппарата) к полной энергии топлива, то есть
(η)э = (ω2с + V2)/2(Hu + V2/2).
Полётный коэффициент полезного действия ракетного двигателя выражается формулой
(η)п = 2(V)/(1 + (V)2).
У турбовинтовых двигателей (η)э определяется отношением эквивалентной мощности Ne к затраченной энергии топлива:
(η)э = Ne/(GтHu).
Полётный коэффициент полезного действия турбовинтовых двигателей выражается сложной формулой, его значение близко к значению коэффициента полезного действия винта
(η)в = PвV/Nв,
где Рв, Nв — тяга винта и мощность на его валу.
Воздушно-реактивные двигатели к концу 80-х гг. достигли высокого термогазодинамического совершенства. Дозвуковые турбореактивные двухконтурные двигатели при высокой степени повышения давления а цикле (до 30 только в компрессорах и до 50 с учётом динамического сжатия в полёте при Маха числе полёта М(∞) = 0,8—0,85) имеют (η)э = 0,42—0,43, что превышает коэффициенты полезного действия, достигаемые в других транспортных тепловых машинах с простым рабочим циклом. Значение (η)э у современных турбореактивных двигателей с форсажной камерой и турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой при высоких скоростях полёта (М(∞) = 2—3) равно 0,4—0,5. Такие значения эффективного коэффициентa полезного действия при высоких полётных коэффициентов полезного действия обеспечивают современным воздушно-реактивным двигателям высокие значения полного коэффициента полезного действия , который имеет тенденцию к росту при увеличении скорости полёта летательного аппарата (при V = 0 всегда (η)0 = 0).
Источник: Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.
Урок 85 (осн). Коэффициент полезного действия механизма
Принцип работы турбореактивного двигателя
Коэффициент полезного действия механизма | Физика 7 класс #47 | Инфоурок
Коэффициент полезного действия (КПД)
Физика турбореактивного двигателя
Урок 130 (осн). Тепловые двигатели, КПД теплового двигателя
Принципы действия тепловых двигателей. КПД. КПД тепловых двигателей | Физика 10 класс #43 | Инфоурок
КПД ДВИГАТЕЛЯ теплового 8 класс физика Перышкин
ФИЗИКА 7 класс. КПД (Коэффициент полезного действия) | Видеоурок
Турбовентиляторный двигатель. Просто о сложном
Физика 10 класс (Урок№25 — Тепловые двигатели. КПД тепловых двигателей.)
Физика 8 класс (Урок№10 — Энергия топлива. Принципы работы тепловых двигателей.)
Тепловые двигатели. Коэффициент полезного действия тепловых двигателей. 10 класс.
НЕВЕРОЯТНЫЙ Тест Реактивных Двигателей
От постройки Турбо Реактивного двигателя до полета — всего один шаг
Коэффициент полезного действия.
Выполнялка 39
Как устроен турбореактивный двигатель. 3D анимация Mozaik
КАК РАБОТАЕТ ДВИГАТЕЛЬ РАКЕТЫ? [ЖРД]
Тепловые двигатели и их КПД. 8 класс.
Что такое КПД двигателя на самом деле
Поделиться или сохранить к себе:
Если КПД ТРДД 35%, куда девается остальная энергия топлива?
спросил
Изменено
3 года, 2 месяца назад
Просмотрено
2к раз
$\begingroup$
На этом сайте было несколько вопросов об эффективности и тяговой мощности газотурбинных двигателей (здесь, здесь, здесь).
Каковы потери на различных ступенях турбовентиляторного двигателя с большой степенью двухконтурности? Куда девается неиспользованная энергия и что именно остается, чтобы заставить самолет летать?
- реактивный двигатель
- турбовентиляторный
- авиационная физика
$\endgroup$
$\begingroup$
На протяжении всего процесса есть несколько источников потерь, как показано на рисунке из старой книги универа бумажного формата.
Мне пришлось перевести маркировку, открыт для предложений там. Проценты действительны для ТРДД с большой степенью двухконтурности, изготовленных в конце 80-х годов.
- Общее потребление энергии начинается с расхода топлива: химическая энергия в секунду.
- Горение довольно успешно преобразует химическую энергию в тепловой поток, при этом около 1% теряется при неполном сгорании. Это происходит в камере сгорания.
Турбина извлекает механическую энергию из теплового потока и использует ее часть для питания компрессора. Термодинамическая эффективность цикла Карно определяет результирующую долю мощности. Я обозначил результирующую чистую механическую мощность как Gas Power, что звучит немного рискованно. Эта мощность газа может быть преобразована в мощность на валу и/или в реактивную мощность, в зависимости от типа газотурбинного двигателя.
Обратите внимание, что термодинамическая эффективность зависит от скорости поступления воздуха в камеру сгорания: он замедляется и сжимается на впуске, что позволяет использовать более высокие отношения давления, что приводит к более высокой эффективности.
Теперь нам нужно использовать силу газа, чтобы увеличить кинетическую энергию среды, которая используется для движения. Это увеличение кинетической энергии (от системы отсчета самолета) называется движущей силой.
Двигатели
Aero можно разделить на две основные группы:
а. Преобразование доступной мощности газа в мощность на валу, обеспечивающую механическую энергию, которая может приводить в движение пропеллер или ротор, что затем увеличивает кинетическую энергию массового потока окружающего воздуха — турбовальный вал.
б. Прямое преобразование имеющейся Газовой Энергии в кинетическую энергию путем расширения в сопле — ТРД.
Основное различие между ними заключается в том, что в a. массовый расход, обеспечивающий движение, больше, чем массовый расход через турбину, в то время как в b. массовый расход через турбину равен массовому расходу двигателя. Поскольку тяга T = $\dot{m} \cdot \Delta V$, это означает, что при заданной тяге и входной скорости скорость истечения а.
должен быть меньше, чем b. Обратите внимание, что и турбовинтовой, и ТРДД представляют собой смесь а. и б. поскольку часть массового расхода турбины расширяется для реактивного движения.Преобразование энергии газа в мощность движения не может происходить изоэнтропически (без потерь): в ТРД около 5% теряется в тепловой поток, меньше в ТРД.
Движущая сила — это мощность, передаваемая среде, используемой для движения (воздуху или газу сгорания). Движущая сила — это мощность, передаваемая на самолет . В этом процессе тоже есть потери КПД: среда выходит из двигательной установки с большей скоростью, чем воздушная скорость самолета, и поэтому имеет некоторую абсолютную скорость (относительно земли). Соответствующий поток кинетической энергии следует рассматривать как потери. Конечно, скорость истечения должна быть больше воздушной скорости, чтобы создать тягу.
Таким образом, это преобразование мощности также связано с коэффициентом полезного действия, $\eta$ тягой.
Для привода этих лопастей вентилятора требуется энергия, которая создает сопротивление и сопротивление профиля точно так же, как крыло.
должен быть меньше, чем b. Обратите внимание, что и турбовинтовой, и ТРДД представляют собой смесь а. и б. поскольку часть массового расхода турбины расширяется для реактивного движения.
Для привода этих лопастей вентилятора требуется энергия, которая создает сопротивление и сопротивление профиля точно так же, как крыло.При использовании этих определений мы можем видеть, что самолет на взлетно-посадочной полосе непосредственно перед взлетом, с включенными тормозами и полностью открытым дросселем, имеет:
- Максимальная тяговая мощность, поскольку воздушный поток имеет максимальную $\Delta V $. Как вычислено в этом ответе.
- Нулевая тяговая мощность, так как никакая тяговая мощность еще не передана самолету. Вся движущая сила преобразуется в кинетическую энергию газового потока.
$\endgroup$
3
Зарегистрируйтесь или войдите в систему
Зарегистрируйтесь с помощью Google
Зарегистрироваться через Facebook
Зарегистрируйтесь, используя электронную почту и пароль
Опубликовать как гость
Электронная почта
Требуется, но не отображается
Опубликовать как гость
Электронная почта
Требуется, но не отображается
Нажимая «Опубликовать свой ответ», вы соглашаетесь с нашими условиями обслуживания, политикой конфиденциальности и политикой использования файлов cookie
.
КПД — Являются ли турбовинтовые двигатели более эффективными, чем поршневые двигатели (тяга на расход топлива)?
спросил
Изменено
2 года, 8 месяцев назад
Просмотрено
23 тысячи раз
$\begingroup$
Я хочу сравнить два типа двигателей: турбовинтовые и поршневые. Я хочу знать, какой из них более эффективен. Типов КПД много, поэтому уточню: тяга (в ньютонах) на расход топлива (кг/сек).
Сейчас меня не волнует соотношение мощность/вес, максимальная скорость или мощность. Все это обоснованные опасения для конструкции самолета, но я пытаюсь выбрать ровно по одному критерию и выяснить, какой двигатель более эффективен в его условиях и только в его условиях.
Я не хочу смешивать критерии. Я хочу сосредоточиться на одном аспекте, получить на него ответ, а затем перейти к другим.
Сложность заключается в том, что поршневые двигатели обычно выдают мощность в лошадиных силах. Я понятия не имею, почему это так. Что в конечном итоге необходимо, так это тяга. Я понимаю, что работа винтового двигателя заключается в создании крутящего момента, а тяга будет зависеть от длины лопасти и скорости полета. В таком случае я не могу понять, почему эти двигатели не указывают свою мощность в крутящем моменте.
Ссылка на реально существующие двигатели (и их характеристики) ответит на этот вопрос, если выбирать современные, хорошие двигатели.
(Я не включил турбореактивные или турбовентиляторные двигатели, опасаясь, что это будет слишком широко. Я выбрал два пропеллерных двигателя и не хочу смешивать их с реактивными двигателями.)
Еще одна вещь. Я понимаю, что двигатели могут иметь разную тягу. Насколько я понимаю, максимальная тяга обычно более в эффективнее, чем крейсерская тяга.
Поэтому я попрошу показатели тяги/расхода топлива двигателя в типичных крейсерских условиях.
- двигатель
- эффективность
$\endgroup$
1
$\begingroup$
Нет, поршневые двигатели более экономичны.
Их мощность указывается в киловаттах или л.с., потому что она не сильно зависит от скорости, в отличие от тяги винта. Запустив поршневой двигатель несколько раз на динамометрическом стенде, вы можете получить разумные значения, действительные во всем рабочем диапазоне. Если вы хотите охарактеризовать их по тяге, вам нужно будет посмотреть на комбинацию двигатель-гребной винт на одной конкретной скорости, что не очень полезно.
Теперь вы спрашиваете характеристики современных двигателей. Самое смешное, что КПД авиационных поршневых двигателей за последние десятилетия практически не изменился.
Если вы предполагаете, что бензиновые двигатели потребляют 250 г топлива на кВтч при полной мощности, эта цифра уже верна для хороших двигателей времен Второй мировой войны, таких как Jumo 213 A, который работал на бензине с октановым числом 87. Низкое октановое число ограничивало сжатие до 6,93: 1, в то время как более высокое октановое число современного AVGAS допускает степень сжатия 8,5: 1 в таких двигателях, как Lycoming O-360, который потребляет 280 г топлива на кВтч. Добавление впрыска топлива позволило Lycoming снизить расход топлива до 240 г на кВтч в IO-39.0, впервые выпущенный в 2002 году.
Дизельные двигатели еще эффективнее; обычно они потребляют 220 г на кВтч. Это низкое значение уже было возможно с почтенным Jumo 205 1930-х годов, который потреблял всего 213 г на кВтч на самой эффективной скорости. Современные аэродизели работают с такой же эффективностью: линейка двигателей Thielert, которые были переданы Continental, потребляют 220 г на кВтч.
Даже самые лучшие турбовинтовые двигатели редко достигают менее 300 г на кВтч.
Самая современная версия почтенного Pratt&Whitney PT6 потребляет 308 г на кВтч, и только самые последние разработки могут сократить разрыв с поршневыми двигателями. У Progress D27 заявлен удельный расход топлива 231 г на кВтч, а у Europrop TP400 — 237 г на кВтч. Обратите внимание, что здесь оставшаяся тяга от выхлопа была преобразована в эквивалентную номинальную мощность для достижения таких хороших значений.
$\endgroup$
6
$\begingroup$
Не существует малогабаритного газотурбинного двигателя с удельным расходом топлива (фунты/л.с.ч или граммы/кВт/ч) бензинового или дизельного авиационного двигателя. Турбины легкие (фунты/л.с. или кг/кВт), но сжигают значительно больше топлива. Турбины также очень плавные, вибрации почти нет. Но что касается эффективности, то даже наши антикварные технологии малых авиационных поршневых двигателей, турбин просто не очень хороши.
Как правило, чем меньше турбина, тем хуже удельный расход топлива. Таким образом, Allison, теперь Rolls, семейство C250, ужасны, иногда получая 0,8 фунта / л.с. / час в низком крейсерском режиме. Большие турбины, такие как AE2100, могут разгоняться до 0,4, но эти двигатели рассчитаны на 5000 л.с., что слишком много для легких самолетов.
Одним из особенно неприятных аспектов удельного расхода топлива турбины является то, что он хуже при более низких настройках мощности. Это одна из причин, по которой большинство газотурбинных самолетов стремятся летать как можно выше, потому что на большой высоте они работают намного ближе к максимальной мощности для достижения наилучшей аэродинамической эффективности. Поршневые двигатели, как правило, достигают наилучшего удельного расхода топлива при относительно низких настройках мощности, поэтому полет на низкой и медленной скорости не так сильно влияет на дальность полета, как на самолете с турбиной.
С появлением нескольких новых дизельных авиационных двигателей эффективность поршневых авиационных двигателей стала намного выше.
Некоторые из этих дизелей имеют удельный расход топлива в диапазоне 0,35 фунта / л.с. / ч, что лучше, чем даже у самых эффективных больших авиационных турбин, и почти вдвое меньше, чем у небольшого турбовинтового двигателя на малом крейсерском режиме.
$\endgroup$
$\begingroup$
График выше взят из Torenbeek, Synthesis of Subsonic Airplane Design:
На рис. 4-1 показано количество топлива, израсходованного в час некоторыми репрезентативными примерами в упомянутых выше категориях, цифры относятся к крейсерскому полету при заданной тяге, равной сопротивлению.
График показывает, что турбовинтовые двигатели имеют несколько более высокий расход топлива, чем поршневые двигатели, которые на момент публикации книги были исключительно двигателями на воздушном газе. На графике показано современное состояние 40-летней давности.
$\endgroup$
$\begingroup$
Турбины
не так эффективны, как поршневые мельницы, но разница не так велика, как может показаться, если учесть улучшенную производительность.
На оптимальной высоте Meridian [турбовинтовой] сжигает около 31 галлона в час по сравнению с 20 галлонами в час на Mirage [поршень], что примерно на 50% больше. Это связано с тем, что поршневые двигатели более эффективны и имеют более низкий удельный расход топлива (0,43 фунта/л.с./ч) по сравнению с турбинами (0,58 фунта/л.с./ч).Источник: planeandpilotmag.com
Таким образом, по критерию расхода топлива поршневой двигатель более эффективен. Но турбовинтовой может лететь быстрее, т. е. добираться на меньшем количестве топлива.
$\endgroup$
1
$\begingroup$
Если вы хотите оценить двигатель по развиваемой им тяге, вы должны знать КПД гребного винта при заданных критериях вашего теста. Характеристики двигателя и характеристики тяги изменяются с высотой и скоростью. Только реактивный двигатель или ТРДД должен рассчитываться по тяге, да и то она меняется с высотой и скоростью.