Я обнаружил, что турбовентиляторный двигатель, скажем, F-16 производит нулевую мощность, когда он неподвижен, так как . Но если предположить, что двигатель производит одинаковую тягу, оказывается, что независимо от того, находится ли F-16 в неподвижном состоянии или в движении, двигатель по-прежнему потребляет одинаковое количество топлива, и поэтому выходная мощность остается постоянной в обоих случаях. Я также обнаружил, что мощность, которую я пытался вычислить из приведенного выше уравнения, является движущей силой, поэтому должно быть что-то еще, что потребляет остальную мощность.
Чтобы упростить задачу, я буду использовать некоторые числа. Предположим, что ТРДД способен развивать максимальную тягу 100 кН без форсажной камеры при потреблении 4 кг топлива в секунду. Ради простоты я буду использовать показатель 30% теплового к механическому КПД для двигателя, который является постоянным во всех следующих случаях и означает, что существует 30% 4 кг 42 МДж/кг = механической энергии , доступной в любое время. Теплота сгорания топлива для реактивных двигателей составляет 43 МДж/кг.
Случай 1: Двигатель неподвижен и развивает максимальную тягу, поэтому тяговая мощность равна нулю, поэтому я предполагаю , что доступные 50 МВт полностью используются для нагрева и ускорения выхлопа.
Случай 2: Самолет ускоряется и теперь имеет половину своей максимальной скорости на уровне моря, что составляет, скажем, 200 . Теперь тяговая мощность = 100 000 кН × 200 = и поэтому я также предполагаю, что остальные 30 МВт, оставшиеся из имеющихся 50 МВт, все еще расходуются на ускорение и нагрев выхлопа.
Случай 3: Самолет достиг максимальной скорости на скорости 400 на уровне моря. Теперь тяговая мощность = 100 000 кН × 400 = и по-прежнему на выхлоп расходуется 10 МВт.
Итак, если я правильно понимаю, распределение мощности идет от 0% тяговой мощности и 100% мощности выхлопа, когда двигатель стоит, до 40% тяги и 60% мощности выхлопа, когда самолет находится на половине полной скорости и продолжает переключать мощность, доступная для тяговой мощности на более высокой скорости, пока она не составит 80% тяговой мощности и 20% мощности выхлопа. Теперь мой вопрос: Проще говоря и с приемлемыми приближениями, действительно ли происходит этот сдвиг, который перераспределяет мощность от выхлопа к тяге при увеличении скорости?
Ваши определения верны, и ваши выводы правильно используют закон сохранения энергии, так что да, изменение распределения мощности действительно происходит.
Более важный вопрос заключается в том, что это на самом деле означает. Энергия является довольно любопытной величиной, поскольку она сохраняется в каждой системе отсчета (в том числе и в неинерционной, если включен соответствующий потенциал), а значения кинетической и потенциальной энергии в каждой из них будут разными!
Вы можете рассмотреть все случаи в системе отсчета самолета, и тогда тяга всегда будет равна нулю, потому что скорость — по определению системы отсчета — равна нулю. Но сама же ситуация, рассматриваемая из системы отсчета Земли, будет такой, как вы описываете, и из системы отсчета воздушных масс она будет аналогична, но значения будут немного отличаться, так как системы отсчета перемещаются относительно друг друга на скорость ветра.
Обратите внимание, что энтальпия не меняется при преобразовании координат, поэтому сумма мощностей, направленных на движение самолета и на ускорение воздушного потока, будет одинаковой во всех системах отсчета. Легче всего рассчитать в системе отсчета самолета по разнице кинетической энергии между воздухозаборником и выхлопом. Это выходная мощность самого двигателя, и сравнение ее с теплотворной способностью топлива даст вам термодинамический КПД. Термодинамический КПД газотурбинных двигателей увеличивается с увеличением скорости полета за счет восстановления давления, т. е. набегающего давления воздуха, увеличивающего эффективную степень сжатия.
Также обратите внимание, что эта разница в тяговой мощности существует для всех видов двигательных установок, включая гребные винты и колеса наземных транспортных средств. Движущая сила всегда равна нулю в состоянии покоя, и то, как быстро она увеличивается, зависит от имеющейся у них реактивной массы. Чем больше реактивная масса, тем больше будет тяговая эффективность (= тяговая мощность к выходной мощности) и тем быстрее она будет увеличиваться со скоростью. Воздушные винты имеют немного больше реактивной массы из-за большего диаметра, а колесам доступна вся Земля, но их тяга все еще ограничена поверхностным трением и максимальным крутящим моментом двигателя (и трением сцепления для двигателей, которые не производят крутящий момент при нулевых оборотах).
В своих расчетах вы умножаете тягу реактивного двигателя на скорость полета, чтобы получить тяговую мощность. Реактивные двигатели производят относительно постоянную тягу на всех скоростях полета - это противоречит нашей интуиции, чтобы определить тяговую мощность как нулевую с двигателем на полной тяге на взлетно-посадочной полосе перед взлетом, и я предполагаю, что это является основой вашего вопроса.
Чтобы перейти от тяги в [Н] к мощности в [Вт], мы действительно можем умножить силу на скорость, но гораздо разумнее взять скорость выходящего потока выхлопных газов (относительно выхлопа самолета) для этот расчет. Вы обнаружите гораздо более стабильную эффективность: внутренняя энергия топлива теперь преобразуется в тепловую + кинетическую энергию выхлопных газов.
Вот где физика может быть по-настоящему увлекательной. И здесь, безусловно, существует множество возможных интерпретаций. Определение Мощность = Тяга х Скорость = Масса х Ускорение х Скорость может быть более правильно применимо к энергии F-16 как ударного элемента, врезающегося во что-то, а не к выходной мощности от сжигания топлива.
Выходная мощность двигателя может быть более точно описана как тяга + сопротивление компрессора. Это гораздо более простое сложение сил. Обратите внимание, что когда самолет движется и достигает установившейся скорости, эффективность может возрасти из-за разгрузки компрессора набегающим воздухом, но тяга, необходимая для поддержания этой скорости, все равно будет равна сопротивлению самолета.
Обратите внимание, что по мере того, как мы переходим к вентиляторам и турбовинтовым двигателям, «сопротивление» вентилятора или винта становится доминирующим источником движения. (Винтовой профиль «подъем» = «сопротивление»).
Роберт ДиДжованни
Ян Худек
Роберт ДиДжованни