(499) 267-83-08

в рабочие дни с 11:00 до 19:00

(967) 289-13-39

ежедневно с 9:00 до 23:00

Записаться

Появилась возможность записаться он-лайн!

Этапы обучения

Теория и практическое обучение вождению на механике или автомате, индивидуальный подход, никаких дополнительных затрат.


Кпд реактивного двигателя


коэффициент полезного действия реактивного двигателя - это... Что такое коэффициент полезного действия реактивного двигателя?

Рис. 1. Полётный коэффициент полезного действия.

коэффицие́нт поле́зного де́йствия реакти́вного дви́гателя — безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают полный, эффективный и полётный (тяговый) К. п. д. р. д.

Полный коэффициент полезного действия η0, 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 η0 = PV/[Gт(Hu + V2/2)], где P — 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 (ηэ и ηп), характеризующих соответственно термогазодинамическое совершенство двигателя и его совершенство как движителя: η0 = ηэηп.

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 ηэ 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 ηэ уменьшается вследствие того, что подвод топлива в форсажные камеры осуществляется при более низком давлении воздуха однако при высоких сверхзвуковых скоростях полёта ηэ 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: ηп = 2/(1 + ), где  = V/ωc — отношение скоростей полёта и истечения газов из реактивного сопла (реально  п , то есть уменьшением скорости истечения газов (например, при росте степени двухконтурности m в турбореактивном двухконтурном двигателе) или увеличением скорости полёта летательного аппарата.

У ракетных двигателей ηэ 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 ηэ = (ω2с + V2)/2(Hu + V2/2). Полётный коэффициент полезного действия ракетного двигателя выражается формулой ηп = 2/(1 + 2).

Зависимости ηп от для воздушно-реактивного двигателя (сплошная линия) и ракетного двигателя (штриховая линия) и области их работы показаны на рис. 1.

У турбовинтовых двигателей ηэ определяется отношением эквивалентной мощности Ne к затраченной энергии топлива: ηэ = Ne/(GтHи). Полётный коэффициент полезного действия турбовинтовых двигателей выражается сложной формулой, его значение близко к значению коэффициента полезного действия винта ηв = PвV/Nв, где Pв, 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 M∞ = 0,8—0,85) имеют ηэ = 0,42—0,43, что превышает коэффициенты полезного действия, достигаемые в других транспортных тепловых машинах с простым рабочим циклом. Значение ηэ у современных турбореактивных двигателей с форсажной камерой и турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой при высоких скоростях полёта (M∞ = 2—3) равно 0,4—0,5. Такие значения эффективного коэффициента полезного действия при высоких полётных коэффициентов полезного действия обеспечивают современным воздушно-реактивным двигателям высокие значения полного коэффициента полезного действия (рис. 2), который имеет тенденцию к росту при увеличении скорости полёта летательного аппарата (при V = 0 всегда η0 = 0).

Литература:Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975;

Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. А. Шляхтенко, В. А. Сосунова, М., 1979.

В. А. Сосунов.

Рис. 2. Полный коэффициент полезного действия.

Энциклопедия «Авиация». - М.: Большая Российская Энциклопедия. Свищёв Г. Г.. 1998.

avia.academic.ru

коэффициент полезного действия реактивного двигателя - это... Что такое коэффициент полезного действия реактивного двигателя?

Рис. 1. Полётный коэффициент полезного действия.

коэффицие́нт поле́зного де́йствия реакти́вного дви́гателя — безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают полный, эффективный и полётный (тяговый) К. п. д. р. д.

Полный коэффициент полезного действия η0, 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 η0 = PV/[Gт(Hu + V2/2)], где P — 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 (ηэ и ηп), характеризующих соответственно термогазодинамическое совершенство двигателя и его совершенство как движителя: η0 = ηэηп.

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 ηэ 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 ηэ уменьшается вследствие того, что подвод топлива в форсажные камеры осуществляется при более низком давлении воздуха однако при высоких сверхзвуковых скоростях полёта ηэ 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: ηп = 2/(1 + ), где  = V/ωc — отношение скоростей полёта и истечения газов из реактивного сопла (реально  п , то есть уменьшением скорости истечения газов (например, при росте степени двухконтурности m в турбореактивном двухконтурном двигателе) или увеличением скорости полёта летательного аппарата.

У ракетных двигателей ηэ 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 ηэ = (ω2с + V2)/2(Hu + V2/2). Полётный коэффициент полезного действия ракетного двигателя выражается формулой ηп = 2/(1 + 2).

Зависимости ηп от для воздушно-реактивного двигателя (сплошная линия) и ракетного двигателя (штриховая линия) и области их работы показаны на рис. 1.

У турбовинтовых двигателей ηэ определяется отношением эквивалентной мощности Ne к затраченной энергии топлива: ηэ = Ne/(GтHи). Полётный коэффициент полезного действия турбовинтовых двигателей выражается сложной формулой, его значение близко к значению коэффициента полезного действия винта ηв = PвV/Nв, где Pв, 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 M∞ = 0,8—0,85) имеют ηэ = 0,42—0,43, что превышает коэффициенты полезного действия, достигаемые в других транспортных тепловых машинах с простым рабочим циклом. Значение ηэ у современных турбореактивных двигателей с форсажной камерой и турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой при высоких скоростях полёта (M∞ = 2—3) равно 0,4—0,5. Такие значения эффективного коэффициента полезного действия при высоких полётных коэффициентов полезного действия обеспечивают современным воздушно-реактивным двигателям высокие значения полного коэффициента полезного действия (рис. 2), который имеет тенденцию к росту при увеличении скорости полёта летательного аппарата (при V = 0 всегда η0 = 0).

Литература:Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975;

Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. А. Шляхтенко, В. А. Сосунова, М., 1979.

В. А. Сосунов.

Рис. 2. Полный коэффициент полезного действия.

Энциклопедия «Авиация». - М.: Большая Российская Энциклопедия. Свищёв Г. Г.. 1998.

avia.academic.ru

коэффициент полезного действия реактивного двигателя - это... Что такое коэффициент полезного действия реактивного двигателя?

Рис. 1. Полётный коэффициент полезного действия.

коэффицие́нт поле́зного де́йствия реакти́вного дви́гателя — безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают полный, эффективный и полётный (тяговый) К. п. д. р. д.

Полный коэффициент полезного действия η0, 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 η0 = PV/[Gт(Hu + V2/2)], где P — 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 (ηэ и ηп), характеризующих соответственно термогазодинамическое совершенство двигателя и его совершенство как движителя: η0 = ηэηп.

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 ηэ 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 ηэ уменьшается вследствие того, что подвод топлива в форсажные камеры осуществляется при более низком давлении воздуха однако при высоких сверхзвуковых скоростях полёта ηэ 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: ηп = 2/(1 + ), где  = V/ωc — отношение скоростей полёта и истечения газов из реактивного сопла (реально  п , то есть уменьшением скорости истечения газов (например, при росте степени двухконтурности m в турбореактивном двухконтурном двигателе) или увеличением скорости полёта летательного аппарата.

У ракетных двигателей ηэ 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 ηэ = (ω2с + V2)/2(Hu + V2/2). Полётный коэффициент полезного действия ракетного двигателя выражается формулой ηп = 2/(1 + 2).

Зависимости ηп от для воздушно-реактивного двигателя (сплошная линия) и ракетного двигателя (штриховая линия) и области их работы показаны на рис. 1.

У турбовинтовых двигателей ηэ определяется отношением эквивалентной мощности Ne к затраченной энергии топлива: ηэ = Ne/(GтHи). Полётный коэффициент полезного действия турбовинтовых двигателей выражается сложной формулой, его значение близко к значению коэффициента полезного действия винта ηв = PвV/Nв, где Pв, 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 M∞ = 0,8—0,85) имеют ηэ = 0,42—0,43, что превышает коэффициенты полезного действия, достигаемые в других транспортных тепловых машинах с простым рабочим циклом. Значение ηэ у современных турбореактивных двигателей с форсажной камерой и турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой при высоких скоростях полёта (M∞ = 2—3) равно 0,4—0,5. Такие значения эффективного коэффициента полезного действия при высоких полётных коэффициентов полезного действия обеспечивают современным воздушно-реактивным двигателям высокие значения полного коэффициента полезного действия (рис. 2), который имеет тенденцию к росту при увеличении скорости полёта летательного аппарата (при V = 0 всегда η0 = 0).

Литература:Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975;

Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. А. Шляхтенко, В. А. Сосунова, М., 1979.

В. А. Сосунов.

Рис. 2. Полный коэффициент полезного действия.

Энциклопедия «Авиация». - М.: Большая Российская Энциклопедия. Свищёв Г. Г.. 1998.

avia.academic.ru

ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Авторы: В. Ф. Захарченко, актуализация М. Ю. Куприков (2016)

ВОЗДУ́ШНО-РЕАКТИ́ВНЫЙ ДВИ́ГА­ТЕЛЬ (ВРД), тепловой реактивный двигатель, в котором в качестве рабочего тела используется газовоздушная смесь забираемого из атмосферы воздуха и продуктов окисления топлива кислородом, который содержится в воздухе. Сила тяги возникает в результате трансформации потенциальной энергии окисления (взрыва) газовоздушной смеси в камере сгорания  в кинетическую энергию истечения рабочих газов из сопла. Термодинамический цикл ВРД в общем случае включает процессы сжатия воздуха, забираемого из атмосферы, подвода теплоты (одно- или многократного) и расширения нагретого газа до атмосферного давления.

Рабочее тело поступает в двигатель со скоростью полёта, а покидает его со скоростью истечения реактивной струи из сопла. Сила тяги равна разнице импульсов. Поэтому ВРД эффективен тогда, когда тяга положительна, т. е. скорость истечения из сопла превышает скорость полёта. Основные типы ВРД (прямоточный, пульсирующий и турбореактивный) различаются, в первую очередь, техническим способом, которым достигается необходимое повышение давления и который предопределяет устройство двигателя данного типа. Важнейшим техническим параметром ВРД любого типа является степень полного повышения давления – отношение давления в камере сгорания двигателя к статическому забортному давлению воздуха. От этого параметра зависит термический кпд воздушно-реактивного двигателя.

ВРД используют на ЛА, летающих в атмосфере (самолёты, вертолёты, экранопланы, конвертопланы и т. д.). Впервые этот термин использован в 1929 Б. С. Стечкиным в статье «Теория воздушного реактивного двигателя», опубликованной в журнале «Техника воздушного флота». В английском языке этому термину наиболее точно соответствует словосочетание airbreathing jet engine.

По способу сжатия воздуха различают компрессорные и бескомпрессорные ВРД. У компрессорных ВРД сжатие воздуха осуществляется в воздухозаборнике, а далее механическим компрессором, вращаемым газовой турбиной. Такие ВРД принадлежат к классу газотурбинных двигателей (ГТД). В бескомпрессорном ВРД сжатие воздуха производится только за счёт скоростного напора встречного потока. По характеру процесса сгорания топлива такие ВРД делятся на прямоточный (ПВРД) и пульсирующий (ПуВРД). В ПВРД процесс сгорания протекает при постоянном давлении, а в ПуВРД – при постоянном или полузамкнутом объёме. ПуВРД, в отличие от ПВРД, снабжены специальными клапанами, которые в период сгорания топлива отделяют камеру сгорания от входной части, поэтому процесс сгорания имеет прерывистый (пульсирующий) характер. В отличие от ПВРД, ПуВРД могут развивать тягу в стартовых условиях, однако скорости ЛА с ПуВРД (например Фау-1) сравнительно малы (до 1000 км/ч) из-за меньшего расхода воздуха. ПВРД может эффективно работать при скоростях не менее 3000 км/ч, т. к. на меньших скоростях степень повышения давления за счёт скоростного напора недостаточна. Особый класс образуют комбинированные двигатели, сочетающие элементы ГТД и ПВРД.

При гиперзвуковых скоростях (М=5–10, M – Маха число) используется гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) со сверхзвуковой скоростью течения воздуха внутри двигателя. ГПВРД считается одним из перспективных типов силовых установок для гиперзвуковой авиации. В РФ (Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова) проведены испытания водородных ГПВРД в составе гиперзвуковой летающей лаборатории «Холод», созданной на базе зенитной ракеты SA-5 (с 2003). Максимальная скорость, достигнутая при полёте, составила 1855 м/с, что соответствует М=6,49. Система охлаждения обеспечила работоспособность ГПВРД в течение 77 сек.

Идеи создания различных схем ВРД высказывались во 2-й пол. 19 – нач. 20 вв. В 1930-е гг. начали создаваться экспериментальные образцы ТРД, ПВРД, мотокомпрессорных ВРД. Первые боевые самолёты с ТРД появились в Великобритании и Германии (Не-178, Ме-162, Ме-262) в 1942, начиная с 1950-х гг. ВРД становятся основным типом двигателей самолётов и вертолётов. (Историческую справку см. в статье Реактивный двигатель.)

bigenc.ru


Смотрите также