Авторитет

Слава, похоже твой выход :-)

P = F * v

P - мощность
F - тяга
v - скорость полета

пример

Б-747 на высоте. Тяга 245, 295 (N) на скорости 265 (m/s)

мощность = 245, 295*265*0.001 = 65, 000 (KW)

У ТВД мощность измеряется в э.л.с., т.к. реактивная тяга составляет 10% от общей тяги.

все еще проще. Авторитет указал (см выше). Но мощность двигателя поршневого (или турбовинтового) реализуется в тягу через винт. Кпд винта, диам, шаг/поступь имеют значение, так что имеет смысл говорить для поршней о мощн двигателя, и тяге винтомоторной группы. Гтд же имеет только тягу, приложенную к соплу и воздухозаборнику (очень грубо говоря). Таким образом, имеем нелинейное отношение мощности к тяге для вмг. Другое дело, что для установившихся оборотов ВСЯ ДОСТУПНАЯ (а вовсе не пиковая) расходуется на вращение винта. А про винты- отдельная песня.
С уважением.
Пс. Сегодня ужо суббота. Не тяпница.

А меня интересует вопрос-почему с высотой у турбовинтового двигателя уменьшается удельный расход топлива?

О мощности ТВД:

http://heuristic.su/effects/ca ...

нет, вы твд не рассматривайте. Это извращенство, как и вертолет. У него и моща на валу есть, и на винте (вентиляторе), и на выхлопе. Короче непонятно там. Да еще двухвальные, трехвальные! (написаное- шутка)

Мощность и расход падают вследствии уменьшения расхода воздуха и расхода топлива.

Удельный расход = расход топлива/мощность на валу

расход топлива = ma* f *Fi
ma -расход воздуха
f - стехиометрическое соотношение
Fi - эквивалентное соотношение

мощность на валу винта = (ma - mab)Cp * (T06-T07)etam

(ma - mab) - расход воздуха (газов) - отбор воздуха
Cp - теплоемкость продуктов горения
etam - механический КПД
T06-T07 - теплоперепад на силовой турбине

В силу уменьшения плотности величина (ma - mab) падает, что по идеи должно увеличить удельный расход топлива, но одновременно падает и величина (ma* f *Fi) в силу падения Fi (уменьшения температуры).
Совсместное падение числителя и знаменателя в формуле удельного расхода и приведет к уменьшении уд. расхода с высотой.

Не верное выразился. Совместное изменение числителя и знаменателя, при котором числитель падает быстрей. Хотя возможна ситуация при которой уд. расход не изменится.
В общих случаях принято считать, что уд. расход падает вследствии уменьшения плотности воздуха.

Авторитет:

пример

Б-747 на высоте. Тяга 245, 295 (N) на скорости 265 (m/s)


это вы для какого двигателя привели пример?

если для P&W JT9D-7R4G2, то это статическая у земли, на высоте и на скорости 265 м/с, она будет меньше.

однозначного обратного пересчета л.с ТВД в тягу нет, если примерные прикидки.

neustaf:

Не для какого. На вскидку в качестве примера.
Можно через формулу мощности для разной скорости пересчитать.

Не для какого

**********

с ростом высоты тяга падает, а 265 м/с у земли 747 не пойдет, поэтому у вас мощность многовато получается.

neustaf

Вам что занятся нечем?
Я показал как подставит в формулу значения и все, от балды взял понимаете, как и название самолета. На бумажке были написаны цифры, которые не имеют отношения к реальной динамике полета Б747.
Я мог бы взять и 1000 м/с с тягой в 500, 000 кгс.

Авторитет
от балды взял понимаете,
***********

тогда понятно,

вот такой же простой формулы для перевода мощности ТВД в тягу нет, к сожалению.

Неустав, уважаемый, Вы же продолжили, совершенно верно, мысль мою, о невозможности ПРЯМОГО перевода мощности на валу ПД в тягу. Как Вы думаете, до кривых Жуковского народ на ветке сегодня договорится, али завтра?
¤¤¤¤¤¤
Так вот. Мощность на валу ЛЮБОГО двигателя- величина надобная теплотехникам, прочнистам и пр. А для рассмотрения динамики полета нужна тяга силовой установки.

Авторитет:

Не верное выразился. Совместное изменение числителя и знаменателя, при котором числитель падает быстрей. Хотя возможна ситуация при которой уд. расход не изменится.
В общих случаях принято считать, что уд. расход падает вследствии уменьшения плотности воздуха

Понятно.Удельный расход падает из-за ументшения плотности воздуха с высотой.Но как это влияет на набор высоты?Если двигатель настроен на расчетную высоту то до нее мощность на валу растет а потом будет уменьшаться.Значит удельный расход падает в любом случае с высотой но Эффективная мощность на валу до расчетной высоты растет, за счет чего?За счет дополнительной подачи топлива от автоматики насоса регулятора по команде высотного корректора.После достижения расчетной высоты мощность двигателей ТВД будет уменьшаться при сохранении постоянства максимально допустимого режима расчитанного до расчетной высоты.У высотных двигателей эта высота больше .

Пропорция кислород к топливу, постоянны по весу. Но некоторый избыток топлива может дать прирост мощности. У классики ТВД реактивная составляющая доходит до 25% общей тяги.

Сафокол, вообще, трд, твд, поршни-все это средства перевода энергии межмалекулярных связей вещества в механическую энергию, не так ли?
Про 25% реактивной составляющей-это да, верно. Но стехиометрической горючей смеси не бывает, в любом двигателе есть еще и та часть воздуха, которая идет просто избытком. Разумеется, гореть то топливо будет исходя из количественного соотношения. Но рабочим составом горючей смеси считается не стехиометрический, а с избытком воздуха уже. И прибавление кол-ва топлива, да, приводит к некому не шибко большому росту мощности, чем обеспечивается приемистость. Такую смесь уже для ПД назвали бы богатой, но она просто ближе к правильной химически стехиометрической смеси, от того и растет моща. Но, свободного воздуха меньше, для данных оборотов, по этому и ЗАПАС мощности и момента на данных оборотах ограничен.


Как то так. Спасибо.

распределение воздуха по КС ГТУ такое:
30% идет на горение топлива (сжигание в первичной зоне - стехиометрия)
70% идет на охлаждение продуктов горения до приемлемых температур на входе в турбину.

Горение идет всегда в стехиометрической зоне (микро уровень), горение всегда бедное (макро уровень).
По обьему КС горение действительно бедное, но сжигание всегда стехиометрическое или близкое к этому.

В ДВС богатое горение это всегда воздуха меньше чем потребное для полного сгорания и характеризуеться коэффициентом избытка воздуха (альфа).
В режиме разгона смесь всегда слегка обогощенная (альфа=0.8).
Бедное горение это всегда воздуха больше чем нужно для полного сжигания топлива.
В КС ГТУ горение всегда бедное в общем смысле и стехиометрическое в локальном обьеме - в этом отличие КС ГТУ от КС ДВС.

Поэтому расход топлива для любой ГТУ можно оценить так.
расход воздуха через КВД * стехиометрическое соотношение * % соотношение

Например КВД качает 100 кг/с.
имеем расход топлива 100 * 0.047 * 0.3 = 1.41 кг/с

где 0.047 - стехиометрическое соотношение для керосина
0.3- % воздуха на горение

Всё правильно говорите. Ещё есть один цикл, тот что универсален для всех видов топлива.
Но все конструкции ТВД, в принципе, экономичней и интересней чем ТРД.

Roman, на Ту-95 или НК-12, есть небольшая разница в мощности между первым-червёртым и вторым-третьим двигателями. Имеет значение отбираемая мощность на привод самолётных агрегатов. Она снимается не со всех двигателей равно.

Проверка:
ŋƞȠήη

Проверка:
ŋƞȠήη
→

Уважаемый Neustaf всё правильно с точки зрения физики (о которой я могу что-то сказать со знанием дела) написал, мне добавить нечего.

Тяга винтового двигателя вообще, как я понимаю, штука тонкая, зависит и от мощности на валу, и от угла установки лопастей, бывает и отрицательной, когда мощность на валу есть, и т.д. Ну, не буду тут углубляться, я здесь не могу так отвечать за свои слова, как по физике ))). Тут есть специалисты в двигателях, им слово.

Ух ты! Даже просто интересно, что это кого-то еще занимает :-)

можно измерить крутящий момент на валу у ТРД, а потом пересчитать его в л.с.

Можно опытным путем измерить крутящий момент на валу у ТРД, а потом пересчитать его в л.с. по формуле P = Mкр*n/9549

Где Р мощность кВт, Mкр – крутящий момент двигателя (Нм), n – обороты коленчатого вала двигателя (об./мин.).

коленчатый-опечатка. привык к двс

Совершенно правильно заметил Neustaf, простой формулы для перевода нет, это не киловатты в лошадинные силы.
Те выкладки, что привел Авторитет (совершенно правильно) представляют так называемую "мощность движетеля", которая отличается от "выходной мощности двигателя" на коэффициент полезного действия преобразователя (например винта или вентилятора ТРДД) и "выкинутую" энергию струи (за тем же винтом, вентилятором ТРДД, не говоря уж о ТРД).
Подход "через движитель" имеет еще один существенный момент -- при скорости V=0 он впрямую не работает :-)
А вот что и как из того следует -- продолжение следует...

Поставим перед собой мыслительный эксперимент.

Пусть у нас имеется офигохренительный электродвигатель мощностью в ~50000 kW, установленный на крепком-крепком фундаменте и, естественно, выдающий любые потребные нам обороты.
Присобачим к нему вентилятор от ТРДД и сопло, да так, чтоб расход воздуха через эту систему составлял ~800 кг/с.
Пусть имеем кпд у вентилятора ~0.88
Обозначим скорость выхлопной струи как С.
Тогда верно след. уравнение сохранения энергии:
800*С^2 = 2*50000*1000 *0.88
Откуда С=~330 м/с
Ну и как это все тянет на наш фундамент?
Тяга равняется изменению импульса
Тяга = 800*330=264000 ньютонов или ~26900 кГ
Поздравляю! Мы только что создали апгрейднутый Д-18Т

Продолжим мыслительный эксперимент. Снимем вентилятор и сопло и на их место пришпандорим многоступенчатый компрессор опять же с соплом (только на этот раз со сверхкритическим Лаваля), да так, чтоб расход воздуха составлял ~150 кг/с. Что мы будем иметь с той птицы гусь? Ежели адиабатический кпд того компрессора скажем ~0.84?
150*С^2 = 2*50000*1000 *0.84
Итого С=~750 м/с; а что там с тягой? 150*750=112500 Н или ~ 11500 кГ
Еще раз поздравления. Мы создали двигатель для банбондировщика с максимальной нефорсированной тягой в 11.5 тонн.

Наиболее пытливые читатели тут же спросят – «Как же так!? Располагаемая мощность одна и та же, а тяга отличается более чем вдвое?» А вот это, судари мои, и называется “принципом присоединенной массы”. Из-за этого самого принципа народ и лезет на большие двухконтурности, а самые принципиальные – и на сверхбольшие.
Получается, что при той же свободной энергии термодинамического цикла, тягу хорошо бы получать с мах возможным расходом воздуха (газа) при мин возможной скорости выхлопной струи.

Так что мы все же имеем с птицы гусь? А вот что:
-- Для ТРДД поколения 3++ отношение тяги к мощности двигателя на взлетном режиме при V полета = 0 будет ~ 0.4 килограммов тяги на лошадинную силу.
-- Для ТРД поколения 3++ отношение тяги к мощности двигателя на взлетном режиме при V полета = 0 будет ~ 0.15...0.2 килограммов тяги на лошадинную силу.

Пусть наши выкладки и поверхностны, но почувствовать порядок величин они дают.
Такие же выкладки можно повторить и для высотного максимального крейсерского режима, однако эти умствования будут позапутанней, поскольку на высоте да в полете фундамент отсутствует, а входной импульс присутствует, а плюс к тому еще наличиствует скоростной напор и анализ несколько усложняется.
Из вышесказанного, отношения тяга/мощность будут заметно изменяться еще и по скоростям полета – и для каждого типа двигателей несколько по-другому.

Для винтов и винтовентиляторов продолжение следует...

мабудь посто посмотреть кривые тяг и от них танцевать?
тем более, что по ним мощность в любой точке считается лёгким движением руки)))
однако...

господи, какой бред,
хотите посчитать лошадиные силы на валу ТРД ? Измерьте специальным прибором крутящий момент на этом валу и пересчитайте на л.с(формула выше).

У вас нет трд и нет прибора? это другой разговор

для аэропланов примерную тягу ТВД можно определить из аэродинамических харсктеристик, как написал ip, через потребную тягу

раскажите, пожалуйста, про "вал ТРД"
это который?

neustaf:

для аэропланов примерную тягу ТВД можно определить из аэродинамических харсктеристик, как написал ip, через потребную тягу

Автор ветки интересуется сколько лошадинных сил например у ВК-1 тягой в 2700 кг(любой тругой трд подставьте). Потребная тяга и аэродинамика тут вообще не причем.

Мощность=количество работы за единицу времени, всё. Вариантов много, кому как хочется.
Дом пионеров, но приятно! И что я не пацан и что не 65-70 год!

Читающий вас:

neustaf:

для аэропланов примерную тягу ТВД можно определить из аэродинамических харсктеристик, как написал ip, через потребную тягу

Автор ветки интересуется сколько лошадинных сил например у ВК-1 тягой в 2700 кг(любой тругой трд подставьте).
///////////

парой постов выше
Авторитет:
P = F * v

приводили формулы перевода тяги в мощность, с этим проблем нет,

тот же ВК-1 на скорости 900км/ч выдает
27 000N*250m/s=6 750 кВт или примерно 9 000л.с (только прикидка, т.к тяга сама зависит от скорости полета)проблема по э.л, с ТВД прикинуть тягу двигателя.

тот же ВК-1 на скорости 900км/ч выдает
27 000N*250m/s=6 750 кВт или примерно 9 000л.с (только прикидка, т.к тяга сама зависит от скорости полета)

А на старте, когда тяга как раз и есть 2700 кг, на валу что в 250 раз меньше лошадинных сил???)))))))))))Ну и чушь вы несете. Автору ветки интересно знать именно мощность на валу в л.с, а не отвлеченные цифры

"на валу" только мощность, срабатыеваемая на компрессоре и коробке приводов

Совместное падение числителя и знаменателя

И числитель падает и знаменатель, а ероплан все летит. Тайна сия велика есмь, чудны дела Твои, Господи.

прекрасная теория от astoronny и Авторитета, но проще глянуть Д-136 и Д-36 на сайте производителя.

Читающий вас:
Автору ветки интересно знать именно мощность на валу в л.с, а не отвлеченные цифры
/////////

это видимо интересно знать вам, автор ветки ни где не упоминал, про мощность на валу.

мощность это работа в единицу времени, если вас не устраивает такое определение, напишите как вы представляете мощность на валу?

Для любителей считать мощность можно оценить по расходу топлива данного двигателя, как

расход топлива в секунду * теплотворная способность топлива * КПД системы = Джоуль на секунду - или Ватт.

расход топлива в секунду определить легко
теплотворная способность известна, а вот кпд стстемы ТРД- винт,
отдельный сложный вопрос, только кпд винта функция нескольких переменных шаг, обороты, пос упательная скорость

если опиратся на аэродинамику то получаем реальную силу - тяга двигателя. Максимальную можно определить по углу набора на взлетном режиме, тягу в ГП по качеству

Уважаемый Софокл!
Теперь настала моя очередь сказать Вам сердечное спасибо. Я тут было хотел совсем уж расстроиться, но вспомнил (благодаря Вам) счастливое детство в Доме Пионеров и ... не расстроился :-)

Уважаемые участники дискуссии и примкнувшие к ним читатели!
Не надо пытаться ничего померить на выходнм валу ТРД – это все равно, что измерять крутящий момент на оптической оси телескопа :-( Согреться, конечно, можно – но с сатисфакцией будут проблемы.

Уважаемый neustaf!
Мне тоже кажется, что автора ветки интересует больше, чем просто получить формУлу. Постараюсь помочь, по мере сил.
ФормУлу тоже дам, но несколько ниже.
Здесь хочу только отметить, что подход к о всей системе двигатель/движитель от самого топлива имеет место быть в авиационной науке, но является весьма сложным (вряд ли для ветки форума), как и отмечали Вы с Авторитетом.
Для очень интересующихся:
http://dic.academic.ru/dic.nsf ...
А самых въедливых можно послать в «Теорию ВРД» под редакцией Шляхтенко.

Уважаемый Roman!
Разница в представлении полезного эффекта ТРД/ТРДД (в кГ тяги) и ТВД (в л.с. мощности) сложилость организационно-исторически. Дело в том, что винты и двигатели в подавляющем большинстве случаев создают разные организации. Вот и сложилось, что ТРД двигателисты сдают по тяге на крюке динамометра, а ТВД по показателям ИКМ на заданных оборотах выходного вала (вот тут он присутствует!). А далее уже забота винтовиков доказать, что они обеспечивают заданную выходную тягу при заданной входной мощности. Как я понимаю, зачастую доказательство идет по косвенным параметрам, через расчетную тягу.

Продолжение следует.

Продолжение

Уважаемый ivan_forumavia!
Вы мне сильно польстили :-), называя мои измышления интересной теорией. Речь идет скорее о неинтересной практике.
Термодинамический расчет располагаемой мощности двигателя по параметрам потока на входе в сопло(а) ТРД/ТРДД является достаточно рутинной операцией.
Тут необходимо еще раз отметить, что по одной только тяге однозначной величины мощности получить нельзя. Надо знать другие параметры двигателя, как-то: расход воздуха, полное давление и торможенную температуру потока на входе в сопло ТРД или сопла ТРДД. Но это все сложновато, да и где все те параметры подсмотреть.
Поэтому предлагаю упрощенную формУлу, для которой требуется только расход воздуха, но без него никак все же.
Я ее проверил (в земных уловиях) для пяти ТРДД, для которых мне известны турбовальные или турбовинтовые модификации (хотя бы на уровне эскизного проекта). Весьма неплохо отражает реальность, сходимость лучше 10%, что вполне достаточно для нашей пионерской организации (Д-36 против 136 оценивались тоже). Для крейсерских условий у меня нет перед глазами данных по расходу воздуха для сответствующей тяги, к сожалению. Раскопал только для одного двигателя примерные данные, оценка по формуле представляется вполне адекватной.

Вот и обещанная формула:
N = ( (9.81*R + Vп*Gв)^2 ) / ( 1472*Gв );
Где:
N – мощность в л.с.;
R – тяга в килограммах;
Vп – скорость полета в м/с;
Gв – расход воздуха через двигатель в кг/с;
* -- оператор умножения;
/ -- оператор деления;
^ -- оператор возведения в степень;

Если с этой простенькой формулкой еще немного помахерить, то из нее вытечет несколько довольно интересных выводов.
Но очень важно вовремя останавливаться дабы не надоедать.

И наконец, уважаемые участники и примкнувшие читатели!-- Ответы на Ваши вопросы:
Условия земля-на-месте.
-- Д-436ТП ~ 14000л.с. (Gв=262 кг/с)
-- Д-18Т ~ 47000л.с. (Gв=760 кг/с)
А теперь гвоздь программы, двигатель, получивший наибольшее количество заявок !!!
-- ВК-1 ~ 9000л.с. (Gв=48.2 кг/с)

Теперь по винтовым двигателям (уже не по формУле):
Условия земля-на-месте.
-- Тяга Нк12мв на 14800 л.с. (Ту-95 ) с АВ60П составляет 11450кГ (данные интернетовские, непроверенные:-)
-- Тяга Нк12ма на 15200 л.с. (Ан-22 ) с АВ90 составляет 14600кГ (данные те же)
Почему и отчего такая разность?
Отчего зависит соотношение тяга/мощность винта?
Будет интерес – напишу и про ето, и про то, и про эквивалентные л.с., и т.д.

Засим прощаюсь, дорогие физики и лирики :-)

Как-то многовато по Вашему получилось мощности у Д-18Т. Не верно! Тяги он выдаёт 23400 кг,
примерно и 47 тысяч л.с. ему не вымотать.

На базе 18го предлагался энергогенератор мощностью 30 мегаватт.
Режим промышленной установки делается существенно ниже взлетного.

Спасибо, просветили. Представить невозможно столько дури! Да на самом деле, если расход воздуха 0, 760 Тн, то может быть!