Потребуется ли в 7-10 раз больше энергии, чтобы поднять турбовентиляторный вертолет?

Я хочу выяснить, сколько энергии потребуется, чтобы поднять турбовентиляторный вертолет.

Для справки я начал с роторного вертолета и предположил Т знак равно 100   к Н общий вес и г знак равно 16   м диаметр ротора (сравните S92 или AH64 ).

Использование пропеллерной формулы

Т знак равно ( 0,5 * п 2 * η малыш 2 * π * г 2 * р воздух ) 1 / 3 .

с η малыш 2 знак равно 0,58 ( источник ) Я получаю мощность двигателя п знак равно 1 870   к Вт

Если я сейчас возьму типичный ТРД и взлетный т с ф с из 10   грамм / ( к Н с ) Я получаю расход топлива 1   к грамм / с для меня 100   к Н вертолет. Если я, кроме того, предположу, что общая эффективность составляет 30%, а Е Реактивное топливо знак равно 43,5   М Дж / к грамм Я получаю потребность в энергии 13 050   к Вт для запуска вентилятора (пренебрегая всеми остальными вещами, потребляющими энергию от вала).

Означает ли это, что потребуется в 7 раз больше энергии, чтобы поднять турбовентиляторный вертолет (с двигателями, работающими на полном газу)? Или величина, если я предполагаю круиз tsfc ...

Соответствует ли это вашему опыту? Или в моем кратком расчете есть большая ошибка/неправильное представление?

Да, именно по этой причине вертикальный взлет на реактивных самолетах ограничен истребителями, у которых мощность двигателя безумная для их веса, да и там большая редкость.

Ответы (3)

Вертолетные винты очень большие именно по этой причине. Подъемная сила от ротора (или тяга от пропеллера или вентилятора) получается путем ускорения заданной массы воздуха m до скорости v. Полученная тяга пропорциональна увеличению количества движения ∆mv. Очевидно, что вы можете получить одно и то же ∆mv, разогнав данную массу газа до высокой скорости (пропеллер/вентилятор) или разогнав большую массу до более низкой скорости (ротор). Но необходимая энергия пропорциональна v в квадрате ... Следовательно, и для той же тяги / подъемной силы гораздо дороже с точки зрения энергии или мощности использовать пропеллер / вентилятор, чем большой ротор ...

Используя эту логику, имеет ли смысл строить самолеты с массивными несущими винтами (возможно, убирать/передвигать их, когда они находятся рядом с землей)?
Osprey V-22 в авиарежиме имеет очень большие пропеллеры и неплохо летает...
Сложность в том, что двигательная установка самолета сталкивается с уже движущимся (относительно самолета) воздушным потоком. Большие винты хорошо работают на низкой скорости, но не так хорошо, когда самолет становится быстрее. AIUI Proprotors являются компромиссом, они больше, чем идеально для режима полета, и меньше, чем идеально для работы на вертолете.
@peter green На размер также влияют требования к хранению ВМС США.
@xxavier ваш ответ точно объясняет, почему вертолет AeroVelo Atlas с приводом от человека использует четыре огромных ротора (самолет больше, чем 737) с низкой скоростью.

Турбовентиляторный вертолет тоже должен взлетать, создавая тягу не менее, чем вес ТО. В турбовентиляторных двигателях статическая тяга при нулевой скорости в значительной степени определяется степенью двухконтурности. Вы упомянули типичный ТРДД, так что возьмем CFM56-3 со степенью двухконтурности 6, это двигатель мощностью 100 кН.

  • UH-60 имеет макс. Вес ТО 22 000 фунтов и диаметр несущего винта 16,4 м, так что это будет ваш целевой вертолет. Установлен макс. Мощность ТО составляет 3086 л.с. = около 2300 кВт. Для подъема ему нужна избыточная мощность, поэтому я бы сказал, что требуемая мощность двигателя находится на приблизительном уровне.
  • CFM56 имеет массовый расход через газогенератор 53,5 кг/с (источник из старого учебника), поэтому общий массовый расход = (1+6)*53,5 = 374,5 кг/с. Средняя скорость выхлопа В е = Т / м ˙ = около 265 м/с. Мощность = 1 2 ⋅ м ˙ ⋅ В е 2 = 13,2 кВт

Таким образом, я получаю примерно те же цифры, что и вы: ваше утверждение верно, вертолету с двигателем CFM56 для взлета требуется примерно в 7 раз больше установленной мощности.

Из габаритных соображений мощность п знак равно к ⋅ Т 3 / 2 ⋅ Д − 1 ⋅ р − 1 / 2 . Следовательно, при той же тяге и плотности P = k\cdot D^{-1}} где k - некоторая константа...
Попробуйте Rolls Royce Pegasus, а не CFM56!
@BrianDrummond Royce Pegasus, конечно, успешный вертикальный подъемник планеров. Он проходит через газогенератор со скоростью 81,1 кг/с и имеет коэффициент двухконтурности 1:1,2. Если мы сделаем тот же расчет, что и выше, мы получим сверхзвуковую скорость истечения, которая может быть обеспечена только сужающейся-расходящейся выхлопной трубой. У Харриера этого нет, поэтому избыточная энергия вызывает повышение давления, что также обеспечивает тягу. Но для правильного расчета требуется гораздо больше деталей геометрии Пегаса. Корпус CFM56 позволяет использовать этот метод, поскольку средняя скорость выхлопа дозвуковая.

Вы сталкиваетесь с другой проблемой. Несущие винты вертолетов также используются для управления самолетом за счет изменения шага лопастей несущего винта на участке их дуги.

С канальным турбовентилятором вам придется найти другой способ управления им. Вероятно, сбрасывается воздух на оси крена и тангажа, как это делают Harrier и F35 в режиме зависания.

Таким образом, вам нужно будет добавить к вашему бюджету мощности достаточный запас отбираемого воздуха для управления.

Потребуется ли в 7-10 раз больше энергии, чтобы поднять турбовентиляторный вертолет?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v