Пропульсивная эффективность - Propulsive efficiency

В самолет и ракетный дизайн, общая эффективность силовой установки ${displaystyle eta }$ это эффективность, с которой энергия, содержащаяся в транспортном средстве топливо преобразуется в кинетическую энергию транспортного средства для его ускорения или для возмещения потерь из-за аэродинамическое сопротивление или гравитация. Математически это представлено как ${displaystyle eta =eta _{c}eta _{p}}$,^[1] куда ${displaystyle eta _{c}}$ это эффективность цикла и ${displaystyle eta _{p}}$ - тяговая эффективность.

КПД цикла выражается как процент тепловой энергии топлива, которая преобразуется в механическую энергию в двигателе, а КПД тяги выражается как доля механическая энергия фактически используется для приведения в движение самолета. Тяговая эффективность всегда меньше единицы, потому что сохранение импульса требует, чтобы выхлоп обладал некоторой кинетической энергией, а движительный механизм (будь то пропеллер, выхлопная струя или вытяжной вентилятор) никогда не был полностью эффективным. Это сильно зависит от скорости выброса выхлопных газов и воздушной скорости.

Эффективность цикла

Основная статья: Тепловой двигатель § КПД

Большинство аэрокосмических аппаратов приводится в движение какими-либо тепловыми двигателями, обычно двигателями внутреннего сгорания. Эффективность теплового двигателя определяет, сколько полезной работы вырабатывается при заданном количестве подводимой тепловой энергии.

Из законов термодинамика:

${displaystyle dW = dQ_{c} - (-dQ_{h})}$

куда

${displaystyle dW=-PdV}$ это работа, извлекаемая из двигателя. (Это отрицательно, потому что работа сделана к двигатель.)

${displaystyle dQ_{h}=T_{h}dS_{h}}$ - тепловая энергия, забираемая из высокотемпературной системы (источника тепла). (Это отрицательно, потому что тепло извлекается из источника, следовательно, ${displaystyle (-dQ_{h})}$ положительный.)

${displaystyle dQ_{c}=T_{c}dS_{c}}$ - тепловая энергия, передаваемая в низкотемпературную систему (радиатор). (Это положительно, потому что в раковину добавляется тепло.)

Другими словами, тепловой двигатель поглощает тепло от некоторого источника тепла, преобразовывая его часть в полезную работу, а остальное доставляя к радиатору при более низкой температуре. В двигателе КПД определяется как отношение выполненной полезной работы к затраченной энергии.

${displaystyle eta _{c}={frac {-dW}{-dQ_{h}}}={frac {-dQ_{h}-dQ_{c}}{-dQ_{h}}}=1-{frac {dQ_{c}}{-dQ_{h}}}}$

Теоретический максимальный КПД теплового двигателя, Эффективность Карно, зависит только от рабочих температур. Математически это потому, что в обратимый процессов, холодный резервуар получит такое же количество энтропия как потерянный горячим резервуаром (т.е. ${displaystyle dS_{c}=-dS_{h}}$) без изменения энтропии. Таким образом:

${displaystyle eta _{ ext{cmax}}=1-{frac {T_{c}dS_{c}}{-T_{h}dS_{h}}}=1-{frac {T_{c}}{T_{h}}}}$

куда ${displaystyle T_{h}}$ это абсолютная температура горячего источника и ${displaystyle T_{c}}$ то из холодной раковины, обычно измеряется в кельвины. Обратите внимание, что ${displaystyle dS_{c}}$ положительно пока ${displaystyle dS_{h}}$ отрицательный; в любом обратимом процессе извлечения работы энтропия в целом не увеличивается, а скорее перемещается из горячей (высокоэнтропийной) системы в холодную (низкоэнтропийную), уменьшая энтропию источника тепла и увеличивая энтропию тепла. раковина.

Пропульсивная эффективность

Сохранение количества движения требует ускорения ракетного топлива в обратном направлении для ускорения транспортного средства. Как правило, энергоэффективность является максимальной при низкой скорости истечения в системе отсчета Земли, поскольку это снижает потери кинетической энергии на топливо.

Реактивные двигатели

Зависимость энергоэффективности (η) от отношения скорости выхлопа к скорости самолета (c / v) для воздушно-дыхательных форсунок

Точная формула пропульсивной эффективности для воздушно-реактивных двигателей: ^[2][3]

${displaystyle eta _{p}={frac {2}{1+{frac {v_{9}}{v_{0}}}}}}$

куда ${displaystyle v_{9}}$ - скорость выброса выхлопных газов, а ${displaystyle v_{0}}$ воздушная скорость на входе.

Следствием этого является то, что, особенно в двигателях с воздушным дыханием, более энергоэффективно ускорять большое количество воздуха небольшим количеством, чем ускорять небольшое количество воздуха большим количеством, даже если тяга одинаковый. Вот почему турбовентиляторные двигатели на дозвуковых скоростях более эффективны, чем простые реактивные двигатели.

Зависимость тягового КПД (${displaystyle eta _{p}}$) при соотношении скорость ТС / скорость выхлопа (v_0 / v_9) для ракетных и реактивных двигателей

Ракетные двигатели

Ракетного двигателя ${displaystyle eta _{c}}$ обычно высока из-за высоких температур и давлений сгорания, а также из-за использования длинного сужающегося-расширяющегося сопла. Оно незначительно меняется с высотой из-за изменения атмосферного давления, но может составлять до 70%. Большая часть остатка теряется в виде тепла в выхлопе.

Ракетные двигатели имеют несколько иную тяговую эффективность (${displaystyle eta _{p}}$), чем воздушно-реактивные двигатели, поскольку недостаток всасываемого воздуха меняет форму уравнения. Это также позволяет ракетам превышать скорость их истечения.

${displaystyle eta _{p}={frac {2{frac {v_{0}}{v_{9}}}}{1+({frac {v_{0}}{v_{9}}})^{2}}}}$^[4]

Теоретически, как и в случае с реактивными двигателями, согласование скорости выхлопа и скорости транспортного средства дает оптимальную эффективность. Однако на практике это приводит к очень низкому удельный импульс, вызывая гораздо большие убытки из-за необходимости экспоненциально большие массы пороха. В отличие от двигателей в обтекателе, ракеты дают тягу даже при равных скоростях.

В 1903 г. Константин Циолковский обсудил среднюю тяговую эффективность ракеты, которую он назвал утилизацией (утилизация), «часть всей работы взрывчатого вещества, переданная ракете», в отличие от выхлопного газа.^[5]

Пропеллерные двигатели

Сравнение пропульсивной эффективности для различных конфигураций газотурбинных двигателей

Расчет несколько отличается для возвратно-поступательного движения и турбовинтовой двигатели, для движения которых используется пропеллер, поскольку их мощность обычно выражается в единицах мощности, а не тяги. Уравнение для тепла, добавляемого в единицу времени, Q, можно принять следующим образом:

${displaystyle 550P_{e}={frac {eta _{c}HhJ}{3600}},}$

где H = теплотворная способность топлива в БТЕ / фунт, h = расход топлива в фунтах / час и J = механический эквивалент тепла = 778,24 фут-фунт / БТЕ, где ${displaystyle P_{e}}$ мощность двигателя в Лошадиные силы, преобразуется в фут-фунт / секунду путем умножения на 550. Учитывая, что удельный расход топлива является C_п = час/п_е и H = 20 052 БТЕ / фунт для бензина уравнение упрощается до:

${displaystyle eta _{c}(\%age)={frac {12.69}{C_{p}}}.}$

выражается в процентах.

Предполагая типичную тяговую эффективность ${displaystyle eta _{p}}$ 86% (для оптимальных условий воздушной скорости и плотности воздуха для данной конструкции винта^{[нужна цитата ]}) максимальная общая тяговая эффективность оценивается как:

${displaystyle eta ={frac {10.91}{C_{p}}}.}$

Смотрите также

• Транспортные метрики
• Удельный расход топлива (тяга)

Рекомендации

• Лофтин, Л.К. мл. «Стремление к производительности: эволюция современных самолетов. NASA SP-468». Получено 2006-04-22.
• Лофтин, Л.К. мл. «В поисках производительности: эволюция современных самолетов. НАСА SP-468, Приложение E». Получено 2006-04-22.

Примечания

1. ch10-3
2. К. Хонике, Р. Линднер, П. Андерс, М. Краль, Х. Хадрих, К. Рохрихт. Beschreibung der Konstruktion der Triebwerksanlagen. Интерфлюг, Берлин, 1968 г.
3. Слюна, Питер. «Газотурбинная техника» p507, Rolls-Royce plc, 2003. Дата обращения: 21 июля 2012.
4. Джордж П. Саттон и Оскар Библарц, Элементы силовой установки ракеты, стр. 37-38 (издание седьмое)
5. «Исследование космического пространства с помощью реактивных двигателей», Научное обозрение, май 1903 г.