Отношение тяги к весу

редактировать

Отношение тяги к весу представляет собой безразмерное отношение тяги от до веса ракеты, реактивного двигателя, пропеллерного двигателя или транспортного средства, приводимого в движение таким двигателем, который индикатор производительности двигателя или транспортного средства.

Мгновенное отношение тяги к массе транспортного средства непрерывно изменяется во время работы из-за прогрессирующего расхода топлива или пропеллента и в некоторых случаях градиента силы тяжести. Отношение тяги к весу, основанное на начальной тяге и массе, часто публикуется и используется как добротность для количественного сравнения исходных характеристик транспортного средства.

Содержание

1 Расчет
2 Самолет
- 2.1 Винтовой самолет
3 Ракеты
4 Примеры
- 4.1 Самолет
- 4.2 Реактивные и ракетные двигатели
- 4.3 Истребитель самолет
5 См. также
6 Ссылки
- 6.1 Примечания
7 Внешние ссылки

Расчет

Удельная тяга может быть рассчитана путем деления тяги (в единицах СИ единиц - в ньютонах ) на вес (в ньютонах) двигателя или транспортного средства и является безразмерной величиной. Обратите внимание, что тяга также может быть измерена в фунт-сила (фунт-сила) при условии, что вес измеряется в фунтах (фунтах); деление этих двух величин по-прежнему дает численно правильное соотношение тяги к весу. Для достоверного сравнения начального отношения тяги к массе двух или более двигателей или транспортных средств тяга должна быть измерена в контролируемых условиях.

Самолет

Удельная тяга и нагрузка на крыло являются двумя наиболее важными параметрами при определении летно-технических характеристик самолета. Например, удельная тяга боевого самолета является хорошим показателем маневренности летательного аппарата.

Отношение тяги к массе непрерывно изменяется во время полета. Тяга меняется в зависимости от настройки дроссельной заслонки, воздушной скорости, высоты и температуры воздуха. Вес зависит от расхода топлива и полезной нагрузки. Для самолетов указанная тяговооруженность часто представляет собой максимальную статическую тягу на уровне моря, деленную на максимальную взлетную массу. Самолет с относительной тягой к массе более 1: 1 может двигаться по тангажу прямо и поддерживать воздушную скорость до тех пор, пока летно-технические характеристики не уменьшатся на большей высоте.

В крейсерском полете отношение тяги к массе самолета является обратным. отношения подъемной силы к лобовому сопротивлению , поскольку тяга противоположна сопротивлению, а вес противоположен подъемной силе. Самолет может взлетать, даже если тяга меньше его веса: если отношение подъемной силы к аэродинамическому сопротивлению больше 1, отношение тяги к весу может быть меньше 1, т. Е. Для отрыва самолета от земли требуется меньшая тяга, чем вес самолета.

(TW) круиз = (DL) круиз = 1 (LD) круиз {\ displaystyle \ left ({\ frac {T} {W}} \ right) _ {\ text {cruise}} = \ left ({ \ frac {D} {L}} \ right) _ {\ text {cruise}} = {\ frac {1} {\ left ({\ frac {L} {D}} \ right) _ {\ text {круиз }}}}}

{\ displaystyle \ left ({\ frac {T} {W}} \ right) _ {\ text {cruise}} = \ left ( {\ frac {D} {L}} \ right) _ {\ text {cruise}} = {\ frac {1} {\ left ({\ frac {L} {D}} \ right) _ {\ text { круиз}}}}}

Винтовой самолет

Для винтового самолета отношение тяги к массе можно рассчитать следующим образом:

TW = 550 η p V л.с. W {\ displaystyle {\ frac {T} {W}} = {\ frac {550 \ eta _ {p}} {V}} {\ frac {\ text {hp}} {\ text {W}}}}

{\ displaystyle {\ frac {T} {W}} = {\ frac {550 \ eta _ {p}} {V} } {\ frac {\ text {hp}} {\ text {W}}}}

где $η p {\ displaystyle \ eta _ {p} \;}$ $\ eta _ {p} \;$ равно пропульсивная эффективность (обычно 0,8), $hp {\ displaystyle hp \;}$ ${\ displaystyle hp \;}$ - мощность на валу двигателя, а $V {\ displaystyle V \;}$ $V \;$ - истинная воздушная скорость в футах в секунду.

Ракеты

Ракетное транспортное средство Соотношение тяги к массе и удельный импульс для различных топливных технологий

Отношение тяги к массе ракеты или ракетного двигателя, является показателем его ускорения, выраженного в единицах ускорения свободного падения g.

Ракеты и ракетные двигатели работают в широком диапазоне гравитационных сред, включая невесомую. Отношение тяги к весу обычно рассчитывается из начальной полной массы на уровне моря на Земле и иногда называется отношением тяги к весу Земли. Отношение тяги к массе ракеты или ракетного летательного аппарата является показателем его ускорения, выраженным в единицах ускорения силы тяжести Земли, g 0.

Отношение тяги к массе ракеты меняется в зависимости от количества топлива. сгорел. Если тяга постоянна, то максимальное передаточное число (максимальное ускорение транспортного средства) достигается непосредственно перед тем, как топливо полностью израсходуется. Каждая ракета имеет характеристическую кривую тяги к весу или кривую ускорения, а не просто скалярную величину.

Отношение тяги к массе двигателя превышает тяговооруженность всей ракеты-носителя, но, тем не менее, полезно, поскольку оно определяет максимальное ускорение, которое любое транспортное средство, использующее этот двигатель, теоретически может достичь с минимальным количеством топлива и прикрепленной конструкции.

Для взлета с поверхности земли с использованием тяги и отсутствия аэродинамической подъемной силы отношение тяги к весу для всего транспортного средства должно быть больше единицы.. Обычно отношение тяги к массе численно равно перегрузочной силе, которую может создать транспортное средство. Взлет может произойти, когда перегрузочная сила транспортного средства превышает местную силу тяжести (выражается как кратное g 0).

Отношение тяги к массе ракет обычно значительно превышает таковое у воздушно-реактивных двигателей, потому что сравнительно большая плотность ракетного топлива устраняет необходимость в большом количестве инженерных материалов для его повышения давления.

На удельную тягу влияет множество факторов. Мгновенное значение обычно изменяется в течение полета с изменениями тяги, обусловленной скоростью и высотой, а также весом, обусловленным оставшимся топливом и массой полезной нагрузки. Основными факторами являются температура набегающего потока воздуха, давление, плотность и состав. В зависимости от рассматриваемого двигателя или транспортного средства на фактические характеристики часто влияют плавучесть и местная напряженность гравитационного поля.

Примеры

Русский Ракетный двигатель РД-180 (на котором работает Lockheed Martin Atlas V ) развивает тягу на уровне моря 3820 кН и имеет сухую массу 5307 кг. Используя силу гравитационного поля поверхности Земли, равную 9,807 м / с², соотношение тяги к массе на уровне моря рассчитывается следующим образом: (1 кН = 1000 Н = 1000 кгм / с²)

TW = 3, 820 k N (5, 307 кг) (9,807 м / с 2) = 0,07340 k NN = 73,40 NN = 73,40 {\ displaystyle {\ frac {T} {W}} = {\ frac {3,820 \ \ mathrm {kN}} {(5,307 \ \ mathrm {кг}) (9,807 \ \ mathrm {м / с ^ {2}})}} = 0,07340 \ {\ frac {\ mathrm {kN}} {\ mathrm {N}}} = 73,40 \ {\ frac {\ mathrm {N}} {\ mathrm {N}}} = 73,40}

{\ frac {T} {W}} = {\ frac {3,820 \ \ mathrm {kN}} {(5,307 \ \ mathrm {кг }) (9.807 \ \ mathrm {m / s ^ {2})}} = 0,07340 \ {\ frac {\ mathrm {kN}} {\ mathrm {N}}} = 73,40 \ {\ frac {\ mathrm { N}} {\ mathrm {N}}} = 73,40

Самолет

Автомобиль	T / W	Сценарий
Northrop Grumman B-2 Spirit	0,205	Максимальный взлетный вес, полная мощность
Airbus A380	0,227	Максимальный взлетный вес, полная мощность
Boeing 737 MAX 8	0,310	Максимальный взлетный вес, полная мощность
Airbus A320neo	0,311	Максимальный взлетный вес, полная мощность
Туполев Ту- 160	0,363	Максимальная взлетная масса, полная форсажная камера
Concorde	0,372	Максимальная взлетная масса, полная форсажная камера
Rockwell Internation al B-1 Lancer	0,38	Максимальный взлетный вес с полным форсажем
BAE Hawk	0,65
Lockheed Martin F-35	0,87 с полным топливом (1,07 с 50% топлива)
HAL Tejas Mk 1	0,935	С полным топливом
Dassault Rafale	0,988	Версия M, 100% топлива, 2 ракеты EM A2A, 2 ракеты IR A2A
Су-30МКМ	1,00	Снаряженная масса с 56% внутреннего топлива
McDonnell Douglas F-15	1,04	Номинальная загрузка
Микоян МиГ-29	1.09	Полное внутреннее топливо, 4 ЗРК
Lockheed Martin F-22	>1.09 (1,26 с загруженным весом и 50% топлива)	Боевая нагрузка ?
General Dynamics F-16	1.096
Hawker Siddeley Harrier	1.1	VTOL
Eurofighter Typhoon	1.15	Конфигурация перехватчика
Space Shuttle	1,5	Взлет
Спейс Шаттл	3	Пик

Реактивные и ракетные двигатели

Реактивный или ракетный двигатель	Масса		Усилие, вакуум		Отношение тяги к. массе
Реактивный или ракетный двигатель	(кг)	(фунт)	(кН)	(фунт-сила)	Отношение тяги к. массе
РД-0410 ядерный ракетный двигатель	2000	4400	35,2	7900	1,8
J58 реактивный двигатель (SR-71 Blackbird )	2722	6001	150	34000	5.2
Rolls-Royce / Snecma Olympus 593. турбореактивный с подогревом (Concorde )	3,175	7000	169,2	38000	5,4
Pratt Whitney F119	1800	3900	91	20,500	7,95
ракетный двигатель, трехкомпонентный режим	4,621	10,188	1,413	318,000	31. 2
РД-0146 ракетный двигатель	260	570	98	22000	38,4
Rocketdyne РС-25 ракетный двигатель	3177	7004	2278	512000	73,1
РД-180 ракетный двигатель	5,393	11,890	4,152	933,000	78,5
РД -170 ракетный двигатель	9,750	21,500	7,887	1,773,000	82,5
F-1 (Сатурн V первая ступень)	8,391	18,499	7,740,5	1,740,100	94,1
НК-33 ракетный двигатель	1,222	2,694	1,638	368,000	136,7
Мерлин 1D ракетный двигатель, вариант полной тяги	467	1,030	825	185,000	180,1

Истребитель

Таблица a: Удельная тяга, масса топлива и масса различных истребителей
Технические характеристики	Истребители
Технические характеристики	F-15K	F-15C	МиГ-29К	МиГ-29Б	JF-17	J-10	F-35A	F-35B	F- 35C	F-22	LCA Mk-1
Тяга двигателей, максимальная (Н)	259,420 (2)	208,622 (2)	176,514 (2)	162,805 (2)	81,402 (1)	122,580 (1)	177,484 (1)	177,484 (1)	177,484 (1)	311,376 (2)	89,800 (1)
Масса пустого самолета (кг)	17010	14,379	12,723	10,900	06,586	09,250	13,290	14,515	15,785	19,673	6,560
Масса самолета с полным топливом (кг)	23,143	20,671	17,963	14,405	08,886	13,044	21,672	20,867	24,403	27,836	9,500
Масса самолета, макс. взлетная нагрузка (кг)	36,741	30,845	22,400	18,500	12,700	19,277	31,752	27,216	31,752	37,869	13,300
Общая масса топлива (кг)	06,133	06,292	05,240	03,505	02,300	03,794	08,382	06,352	08,618	08,163	02,458
Отношение T / W, полное топливо	1,14	1,03	1,00	1,15	0,93	0,96	0,84	0,87	0,74	1,14	0,96
Отношение T / W, макс. взлетная нагрузка	0,72	0,69	0,80	0,89	0,65	0,65	0,57	0,67	0,57	0,84	0,69

Таблица b: Соотношение тяги к массе, масса топлива и масса разные истребители (в обычных единицах США)
Технические характеристики	Истребители
Технические характеристики	F-15K	F-15C	МиГ-29К	МиГ-29Б	JF-17	J-10	F-35A	F-35B	F-35C	F-22	LCA Mk-1
Тяга двигателей, максимальная (фунт-сила)	58,320 (2)	46,900 (2)	39,682 (2)	36,600 (2)	18,300 (1)	27,557 (1)	39,900 (1)	39,900 (1)	39,900 (1)	70,000 (2)	20,200 (1)
Масса пустого самолета (фунты)	37,500	31,700	28,050	24,030	14,520	20,394	29,300	32,000	34,800	43,340	14,300
Масса самолета с полным топливом (фунты)	51,023	45,574	39,602	31,757	19,650	28,760	47,780	46,003	53,800	61,340	20,944
Масса самолета, макс. взлетная нагрузка (фунты)	81,000	68,000	49,383	40,785	28,000	42,500	70,000	60,000	70,000	83,500	29,100
Общий вес топлива (фунты)	13,523	13,874	11,552	07,727	05,130	08,366	18,480	14,003	19,000	18,000	05,419
Отношение T / W, полное топливо	1,14	1,03	1,00	1,15	0,93	0,96	0,84	0,87	0,74	1,14	0,96
Отношение T / W, макс. взлетная нагрузка	0,72	0,69	0,80	0,89	0,65	0,65	0,57	0,67	0,57	0,84	0,69

Таблица для реактивных и ракетных двигателей: реактивная тяга на уровне моря
Плотность топлива, используемая в расчетах: 0,803 кг / л
Число в скобках - это количество двигателей.
Для таблицы показателей отношение T / W рассчитывается путем деления тяга складывается из массы заправленного топливом самолета и ускорения свободного падения.
Двигатели F-15K - это двигатели Pratt Whitney.
Вес пустого МиГ-29К является приблизительным.
Номинальная мощность двигателя JF-17 равна RD-93.
JF-17 в сочетании с двигателем WS-13, и если этот двигатель получит обещанные 18 969 фунтов, то соотношение T / W станет 1.10
Вес пустого и заправленного J-10 является оценочным.
Двигатель J-10 имеет номинальные характеристики AL-31FN.
J-10 в паре с его двигателем WS -10A, и если этот двигатель получит обещанные 132 кН (29674 фунт-силы) тогда отношение T / W становится 1,08

См. также

Ссылки

John P. Fielding. Введение в конструкцию самолетов, Cambridge University Press, ISBN 978-0-521-65722-8
Дэниел П. Реймер (1989). Дизайн самолетов: концептуальный подход, Американский институт аэронавтики и астронавтики, Вашингтон, округ Колумбия. ISBN 0-930403-51-7
Джордж П. Саттон и Оскар Библарц. Rocket Propulsion Elements, Wiley, ISBN 978-0-471-32642-7

Примечания

Внешние ссылки

Веб-страница НАСА с обзором и пояснительной схемой отношения тяги к массе самолета