Какой КПД у реактивных двигателей?
Кпд ракетного двигателя на химическом топливе ничтожен, менее одного процента. Рассчитывается он так. Пусть в камере сгорает водород в среде кислорода. Выделяющееся при сгорании тепло рассчитывается как Q=mH, где m - массовый расход топлива, H - теплота сгорания. С другой стороны, вылетающая из сопла струя газов обладает кинетической энергией Е=mv²/2. А кпд равен отошению кинетической энергии к выделившемуся теплу η=E/Q=v²/(2H). При реакции горения водорода в кислороде выделяется ежесекундно 10.8 Мдж/куб. метр тепла. Разделив эту цифру на плотность водорода 0.09кг/куб. метр, получаем искомую величину Н=120Мдж/кг. Скорости истечения газов в современных ракетах на химтопливе не превышают 4.5 км/сек. Если в расчете исходить из этой предельной цифры, то получим кпд=0.94%. А в реальности кпд будет еще ниже, т. к. скорости истечения газов из сопла в реальности могут быть заметно ниже использованной цифры 4.5 км/сек. Такой низкий кпд ракетного двигателя на химтопливе является следствием того факта, что химическая энергия топлива выделяется вначале в форме тепла, и лишь затем это тепло переходит в кинетическую энергию газовой струи в сопле. А вследствие того, что весь процесс перехода тепловой энергии в кинетическую происходит в течение нескольких миллисекунд или даже еще меньше, у тепла просто не хватает времени, чтобы более-менее полно преобразоваться в кинетическую энергию. Чтобы повысить кпд ракетного двигателя, надо отказаться от промежуточной тепловой формы и преобразовывать исходную химическую энергию (или ядерную) сразу в кинетическую энергию газовой струи. То есть надо отказаться от нагрева. Такие двигатели получили название ионных. В них рабочее тело вначале ионизируется, а затем ионы разгоняются в сопле электрическими и магнитными полями до очень высоких скоростей, исчисляемых десятками или даже сотнями км/сек. Поэтому для ионных двигателей кпд оказывается заметно выше (на уровне 30-50%), что позволяет заметно сократить расход рабочего тела. Но большой недостаток ионных двигателей состоит в их малых значениях силы тяги. Лучшие образцы ионных двигателей развивают тягу не более нескольких граммов. Следовательно, они не годятся для старта с земной поверхности. Но, когда корабль уже вышел в открытый космос, там ионные двигатели могут прекрасно работать.
если я правильно помню 47%
Небольшой, учитывая что сопротивление воздуха низкое и большая часть топлива уходит в атмосферу.
Вы здесь совершенно разные модели сравниваете, судя по такой катастрофичной разнице.. Вопрос должен звучать так: "Каков максимальный КПД у существующих РД, про которые мы можем знать?" А ответ "учи матчасть", обычно, дают на ворос "КАК?". И всем известно, что в Сети есть научная информация - не нужно кичиться этим знанием, поскольку ты не один такой. И кто тут самый великий огнежоп? А?
КПд реактивных ракетных двигателей очень больше наверно тысячи процентов . Так как при сжигании топлива или газа ракета отталкиваясь от газа набьирает огромную скорость а как известно при огроимной скорости движения телдо теряет вес так как спротивление ничтожно мало . В виду тотго что скорость ракеты огромная соприкосание с воздухом почти нету силы трения ничтожна мала . То есть ракета просто резко теряет вес От этого имеется оргомное кпд .
Войдите, чтобы написать ответ
science.ques.ru
ЖРД – это ракетный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. ЖРД был предложен К.Э. Циолковским (1857-1935) как двигатель для полетов в Космосе в 1903 году. Практические работы по созданию ЖРД были начаты в США в 1921 году Р. Годдардом (1882-1945) и в 1926 г. был произведен запуск ракеты с ЖРД. В 1931 г. испытаны первые в СССР ЖРД ОРМ и ОРМ-1 в газодинамической лаборатории (в дальнейшем РНИИ, НИИ-1, НИИТП) под руководством В.П. Глушко.
Идеальный цикл ЖРД – прямой газовый изобарный цикл полного расширения:
где 1-2 – изохорный процесс сжатия и нагнетания жидких компонентов топлива в камеру сгорания при помощи турбонасосного агрегата (ТНА). Принимается, что объем жидкости 
2-3 – изобарный процесс подвода теплоты q1;
3-4 – адиабатное расширение продуктов сгорания в сопле Лаваля;
4-1 – изобарный процесс отвода теплоты q2 в окружающую среду.
Эти процессы образуют цикл с положительной результирующей работой (
).
Термический кпд цикла ЖРД будет равен:
,
т.к. h2=h3=0. В методе круговых процессов, используемого для анализа цикла ЖРД, при расчете энтальпий теплота образования вещества не учитывается. Поэтому энтальпии 
и
,
где 
- степень повышения давления. Тогда
.
Таким образом, термический кпд цикла ЖРД растет с ростом давления рабочего тела в камере сгорания двигателя (р3=р2).
Представим термический кпд цикла ЖРД в виде:
.
Тогда можно сделать вывод, что при заданной теплоте источника термический кпд цикла ЖРД тем больше, чем больше степень расширения газа в сопле, т.е. чем больше разность энтальпий (h4-h5), а результирующая работа цикла (располагаемая работа) целиком идет на создание кинетической энергии струи, вытекающих из сопла продуктов сгорания.
В разделе 13.3. для сравнения экономичности циклов Отто и Дизеля при различных заданных условиях сравнения использовался графический метод сравнения при помощи T-s диаграммы. В данном разделе рассмотрим метод сравнения, основанный на использовании усредненных температур:
и
, которые графически демонстрируются на следующих рисунках: 
Таким образом, сравниваемые циклы заменяются на эквивалентные циклы Карно при использовании усредненных температур. Тогда термический кпд эквивалентного цикла Карно можно представить в виде: 
. Сравнение термических кпд различных эквивалентных циклов Карно между собой проводится при одинаковых предельных температурах:T1=Tmax и T2=Tmin. Сравним эквивалентные циклы А, Б, В с К- циклом Карно:
Чем больше термический кпд эквивалентного цикла Карно, тем экономичней двигатель. Чем больше усредненная температура 
подвода теплоты и чем меньше эквивалентная температура
отвода теплоты, тем больше термический кпд цикла. Так как изобара более пологая логарифмическая кривая вT-s координатах, чем изохора, то изобарный цикл 
более экономичен, чем изохорный цикл
). studfiles.net
Существенным недостатком рассмотренных органов управления (кроме газовых рулей) является невозможность создания ими (при наличии одного двигателя или сопла) управляющих моментов крена. Кроме того, все эти органы управления, включая и газовые рули, работают при включенном двигателе и не могут обеспечить управление на пассивных участках полета. Эти недостатки позволяют устранить струйные рули, представляющие собой совокупность нескольких сопл, расположенных перпендикулярно продольной оси летательного аппарата на максимальном удалении от центра масс (рис. 1.9.11,и). Сопла могут принадлежать неподвижным реактивным двигателям или питаться от общего источника сжатого газа. Струйные рули работают как в непрерывном, так и в импульсном режиме и оказываются достаточно эффективными при создании управляющих моментов относительно всех трех осей. [c.87]
Параметры, характеризующие эффективность и экономичность работы реактивного двигателя [c.274]
Качество реактивного двигателя оценивается при помощи ряда параметров, характеризующих эффективность и экономичность его работы как тепловой машины и движителя. Реактивная тяга ГТД — основной его параметр. [c.275]
Эффективный КПД реактивного двигателя [c.278]
Эффективный КПД реактивного двигателя — отнощение теплоты, эквивалентной работе двигателя, к теплоте, введенной в двигатель с топливом. [c.278]
В результате работ по повышению экономичности авиационных газотурбинных силовых установок конструкторский коллектив П. А. Соловьева впервые предложил для пассажирских самолетов турбовентиляторные (двухконтурные) реактивные двигатели серии Д-20. Эти двигатели характеризуются относительно малым удельным расходованием топлива, более высоким соотношением между величинами взлетной и крейсерской тяги, пониженным уровнем шума и соответственно сниженными величинами акустических нагрузок на конструкцию самолета. Вес их, приходящийся на единицу мош -ности, оказывается меньшим, чем соответствующий вес турбовинтовых (одноконтурных) двигателей. Кроме того, при пользовании ими отпадает необходимость в тяжелых и сложных воздушных (тяговых) винтах, эффективность действия которых снижается по мере возрастания скорости полета. [c.394]
Однако раздельно проблема космического полета и проблема реактивного движения привлекают внимание специалистов разных стран. К этому времени был накоплен немалый опыт в практическом использовании твердотопливных ракет, но их изначально низкая энергетическая эффективность вызывала необходимость создания новых схем реактивных двигателей. Этому способствовал также поиск двигательных установок для аэростатов и самолетов, интенсивно шедший в XIX в. [c.435]
На рис. 50 приведены эффективные к.п.д. для различных реактивных двигателей. При одной и той же начальной температуре [c.98]
Анализ эффективности термодинамических циклов проведем для наиболее распространенных тепловых машин поршневых, газотурбинных и реактивных двигателей, паросиловых и холодильных установок. [c.108]
Опенку качества реактивного двигателя, определение области его рационального, эффективного использования производят по целому комплексу величин абсолютных и относительных параметров. [c.214]
Хотя проблема эффективной защиты ниобия от окисления остается нерешенной, предполагается, что он найдет применение во многих областях благодаря хорошо изученным свойствам при повышенных температурах. Можно надеяться, что успешным легированием или нанесением покрытий удастся преодолеть его недостаточную стойкость к окислению. Эта проблема особенно актуальна в случае реактивных двигателей, ракет, управляемых снарядов и конструкционных деталей летательных аппаратов. В этом отношении ниобий находится почти в таком же положении, как и молибден, хотя с целью разработки способов защиты молибдена проведено значительно большее количество исследований. [c.462]
У большинства вертолетов имеется механический привод несущих винтов, т. е. крутящий момент передается на несущий винт через валы. В таких конструкциях необходимы трансмиссия и средства для уравновешивания крутящих моментов несущих винтов. При другом способе привода несущего винта — реактивном — холодный или горячий воздух выбрасывается из сопел, размещенных на концах или на задней кромке лопастей. Известны конструкции вертолетов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями на концах лопастей или с реактивными закрылками, куда подается сжатый воздух, генерируемый в фюзеляже. Поскольку в этом случае крутящий момент несущего винта не передается на фюзеляж вертолета (передается лишь незначительный момент трения в подшипниках вала), то трансмиссия и устройства, уравновешивающие крутящий момент, не нужны, что дает существенную экономию массы. Система реактивного привода несущего винта в принципе легче и проще, хотя аэродинамическая и термодинамическая эффективность вертолета ниже. Вертолет с реактивным приводом нуждается в дополнительном устройстве путевого управления. Возможно использование аэродинамических поверхностей типа руля направления, однако на малых скоростях полета они неэффективны. [c.301]
Численные значения эффективного к.п.д. элементарного воздушно-реактивного двигателя. [c.53]
Исследование процесса. Экономичность воздушно-реактивного двигателя. Предложения по улучшению эффективности двигателя [c.16]
Для воздушно-реактивных двигателей отмеченные недостатки центробежного нагнетателя являются весьма существенными, так как вследствие больших мощностей, затрачиваемых на вращение нагнетателя, эффективность нагнетателя оказывает значительное влияние на экономичность двигателя в целом, а габариты нагнетателя определяют габариты всей машины. [c.24]
Эффективным к. п. д. воздушно-реактивного двигателя называется отношение полезной работы, полученной от двигателя, к работе, эквивалентной подведенному теплу [c.93]
Таким образом, эффективный к. п. д. воздушно-реактивного двигателя зависит от скорости полета и от подогрева воздуха. [c.99]
При сравнении к.п.д. реактивного двигателя с эффективным к.п.д. обычного поршневого двигателя необходимо вводить коэффициент 1/0,75, учитываюш ий влияние на экономичность винтомоторной установки к. п. д. винта, сопротивления радиаторов и пр. В нашем случае [c.100]
Перейдем теперь к рассмотрению зависимости эффективного к. п. д. турбокомпрессорного воздушно-реактивного двигателя от подогрева воздуха. При исследовании будем предполагать, что двигатель работает всегда на опт, соответствующей максимальной тяге. [c.111]
Ну, а теперь обратимся к реактивному двигателю— из всех машин, загрязняющих шумом окружающую среду, он имеет наихудшую репутацию. Проносящийся над головой реактивный самолет создает самый сильный шум из тех, какие доводится слышать современному человеку в обычных условиях. Возможно, этот шум причиняет больше беспокойства большему числу людей, чем любой другой, даже чем шум наземного транспорта — его главный соперник. Проблема шума реактивных самолетов получила такое значение, что реактивные двигатели пользуются уникальной привилегией в перечне требований, предъявляемых проектировщикам, устранение шума занимает одно из первых мест. Каким бы дешевым, эффективным, легким и экономичным ни был данный реактивный двигатель, его не установят ни на одном гражданском самолете, если он окажется слишком шумным [c.119]
От этих недостатков свободны реактивные двигатели, в которых не имеет места понижение силы тяти с ростом скорости полета самолета. ВозДушно-реактивные двигатели, нашедшие применение в авиации, обладают рядом преимуществ перед поршне-вы(ми двигателями и турбинами. Поэтому для скоростных самолетов они являются наиболее эффективными. К преимуществам [c.227]
В уравнении (1) М есть масса ракеты в момент t на высоте Z (фиг. 25), Qi — сила лобового сопротивления ракеты, зависящая от скорости полета v и высоты z, Vr — эффективная относительная скорость истечения продуктов горения из сопла реактивного двигателя и [c.143]
Последняя Глава 9.9 передает главные результаты, полученные в 13] при исследовании смешения и горения применительно к камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя с горением в сверхзвуковом потоке. Смешение и горение водорода описывается с помощью дифференциальных моделей турбулентности и уравнений химической кинетики. Обычные схемы струйного смешения приводят к чрезмерной длине камеры сгорания. Поэтому приходится искать различные способы интенсификации смешения, не приводящие к большим потерям полного давления. В этом отношении весьма эффективным оказалось применение для подачи водорода пространственных сопел с круглым минимальным и эллиптическим выходным сечениями, соединенными линейчатой боковой поверхностью. [c.267]
В турбокомнрессорпых реактивных двигателях, нлп, как их называют, турбореактивных двигателях (ТРД), воздух, после сжатия в диффузоре дополнительно сжимается в турбокомпрессоре, который приводится во вращение газовой турбиной, расположеп-ной после камеры сгорания. Эффективность работы таких двигателей вследствие повышения степени сжатия значительно больше, чем [c.290]
В последние годы закрутку потока стали широко использовать для интенсификации процесса горения. При создании эффективных фронтовых устройств камер сгорания в воздушно-реактивных двигателях, для стабилизации фронта пламени в различных камерах сгорания, при создании эффективных горелочных устройств, плазмотронов с вихревой стабилизацией все большее применение находят потоки с различной интенсивностью закрутки. Это обусловливает актуальность работ, направленных на понимание и описание термогазодинамики закрученных течений как при окислительно-восстановительных экзотермических химических реакциях, так и в их отсутствие. Необходимо вооружить практику методиками экономного расчета и проектирования технических устройств с закруткой потока, а сами устройства сделать более эффективными и экологически чистыми. [c.7]
Инженеры-самолетостроители твердо уверены, что скорости ДО 800 километров в час бесспорно остаются за поршневым двигателем внутреннего сгорания, изумительно отработанным и надежным. А вот для самолетов, рассчитанных на скорости от 900 до 2000 километров в час, самыми эффективными являются турбореактивные двигатели. С ними не могут соперничать никакие другие, в том числе и прямоточный Боздушно-реактивный двигатель. [c.76]
Возможность изменения степени двухконтурности и расхода воздуха через двигатель в достаточно широком диапазоне при сохранении высоких КПД узлов позволяет согласовать расходные характеристики воздухозаборника, двигателя и реактивного сопла и тем самым снизить внешнее сопротивление и улучшить эффективные параметры двигателя — Яуя.эф и Суд.эф. В частности, по сравнению с двигателем типа ТРДФ GE4/J6, предназначавшегося для американского СПС1 В.2707-300 , двигатель GE21 на дозвуковом режиме полета-имеет расчетный эффективный удельный расход топлива на 23% меньше вследствие наличия степени двухконтурности и меньшего внешнего сопротивления, а на сверхзвуковом крейсерском режиме полета (Мп = 2,4)—на 9% меньше таклстепени двухконтурности, большей степени повышения давления и несколько лучших КПД узлов. [c.232]
ПуВРД. Для повышения эффективности прямоточных ВРД при малых скоростях полета возможно применение так называемых пульсирующих воздушно-реактивных двигателей (ПуВРД, рис. 5.6), Горючее в камеру сгорания подается периодически в соответствии с характером пульсирующего процесса. При сгорании топлива благодаря наличию клапанов на входе, которые после воспламенения смеси закрываются, давление в камере интенсивно возрастает, а цикл двигателя приближается к циклу со сгоранием при постоянном объеме. Это делает рабочий процесс ПуВРД более экономичным, чем у ПВРД. После камеры сгорания газы устремляются в выходное сопло, выполненное в виде удлинительной трубы. Геометрические размеры двигателя подбираются так, чтобы частота вспышек (пульсаций) в камере сгорания была равна частоте колебаний газового потока, заполняющего двигатель. [c.224]
В 1953 г. Г. Г. Черный решил чрезвычайно важную для описания работы сверхзвуковых воздухозаборников задачу об устойчивости течения в канале со скачком уплотнения, замыкающим сверхзвуковой поток. Ее актуальность определялась необходимостью организации эффективного торможения сверхзвукового потока в канале воздухозаборников воздушно-реактивных двигателей. Это предполагало расположение скачка вблизи минимального сечения канала, где число Маха потока слегка превышает единицу. Согласно уравнениям квазиодно-мерного течения, при фиксированном давлении на выходе из канала стационарный скачок может располагаться как до так и после минимального сечения. Наличие двух стационарных решений, близость числа Маха перед скачком к единице, а его положения — к минимальному сечению обусловили необходимость анализа устойчивости такого течения. Г. Г. Черный показал, что при отсутствии отражения возмущений от выхода из канала течение со скачком в расширяющемся канале устойчиво, а в сужающемся неустойчиво. Им же установлена возможность стабилизации потока с помощью перфорированных стенок и присоединенных объемов. [c.12]
В первой реакции для инициирования необходим свободный атом фтора. Одной из постоянных проблем химических лазеров является разработка методов эффективного получения таких свободных атомов. Возбужденная молекула HF (обозначаемая HF ), возникающая при такой реакции, может находиться в возбужденном состоянии, являющемся верхним уровнем лазерного перехода. Третья реакция выражает переход в нижнее лазерное состояние, которое не заселяется при химической реакции. Оно сопровождается испусканием квантов световой энергии hv. Таким образом, инверсия населенностей возникает автоматически всякий раз после того, как протекает химическая реакция, и в качестве конечного продукта возникают молекулы в возбужденном состоянии. Для инициирования реакции, т. е. для первоначального создания свободных атомов, может потребоваться электрическая энергия, но как только реакция началась, образуются свободные атомы и эти реакции будут непрерывно продолжаться. Наиболее хорошо разработанными лазерами являются лазеры на фтористом водороде, работающие на многих длинах волн, расположенных в диапазоне 2,6...3,6 мкм, а также лазер на окиси углерода, генерирующий на длинах волн около 5 мкм. Химические лазеры, работающие в непрерывном режиме, дают выходную мощность около нескольких киловатт. Они работают без электрического питания, используя смешение втекающих хим,ических компонентов. Такой лазер похож на работающий реактивный двигатель, поскольку рабочая химическая смесь со сверхзвуковой скоростью прокачи- [c.40]
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) имеет определенную область применения. Считается, что его целесообразно использовать при скоростях, полета с числом М в пределах 1,5 М 7, и есть основание ожидать, что верхний предел может быть значительно увеличен (до М = 10 12). При М удельная тяга, и топливная экономичность двигателя получаются слишком малыми для эффективного практического использования. При больших скоростях (М > 12) и входной диффузор работает неэффективно, и температура в камере сгорания за счет потери кинетической энергии воздухом становится чрезмерно большой. Прогресс ожидается, если удастся вести сгорание при большой скорости движения воздуха так, чтобы набегаюш,ий на летательный аппарат воздух тормозился лишь частично. Также большие надежды возлагаются на применение в ПВРД в качестве топлива жидкого водорода. [c.226]
В 1938-1943 гг. Б. С. Стечкин работал в конструкторском бюро, где продолжал свои работы над повышением эффективности компрессоров, создал бесклапанный пульсируюпщй реактивный двигатель УС, предназначенный для ускорения самолетов. В этом же КБ С. П. Королев испытывал на самолетах ускорители других систем. [c.409]
К числу основных наиболее эффективных мероприятий в области снижения конструктивной металлоемкости машин к повышения их эксплуатационных качеств нужно отнести изменение самих принципов конструирования, нашедшее свое выражение, в частности, в переходе от паровых турбин к газовым, от поршневых двигателей внутреннего сгорания к турбореактивным и реактивным двигателям и газовым турбинам, в максимальной концентрации мощности в одном агрегате, в иЗдМенении схем компоновки машин, в замене машин и орудий соответствующими навесными приспособлениями и др. [c.108]
В отличие от прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сгоранием топлива при р = onst (непрерывный процесс горения) пульсирующ,ие двигатели могут эффективно работать и при сравнительно небольших скоростях движения двигателя. Это обусловливается тем, что максимальное давление рабочего тела в цикле определяется не только степенью сжатия, которая тем меньше, чем меньше скорость относительного движения, но и степенью повышения давления в процессе сгорания топлива [c.161]
Идеи Годдарда. При исследовании уравнения (1)Р.Годдард делает следующие упрощающие предположения. Ускорение силы тяжести g полагается постоянным и равным его значению на поверхности Земли относительная эффективная скорость Уг также считается постоянной. В последующих вычислениях мы положим M — Moj t), где Мо — начальная масса, а f t) —функция, определяющая режим работы реактивного двигателя, или, так как Уг= onst, то программу изменения реактивной силы. При t=0, М = Мо, /=1 в конце активного участка при t==tE, М = Ме и /=/е, где Ме есть масса ракеты без топлива. Полагая - = Q, можно написать уравнение (1) в виде [c.144]
Прп создаппп силовых установок с воздушно-реактивными двигателями (ВРД) для сверхзвуковых скоростей полета необходимо уметь эффективно (с малыми потерями) тормозить сверхзвуковой поток. В принципе возможно даже изэнтропическое (бесскачковое) его торможение, однако осуществляющие такое торможение воздухозаборники неприемлемы по габаритным, весовым, режимным и другим соображениям. Для ироектирования и определения характеристик используемых на практике многоскачковых воздухозаборников нужно знать, как образующиеся при их обтекании скачки уплотнения взаимодействуют с пограничным слоем. В решении этой проблемы ключевую [c.99]
mash-xxl.info
