Spotřeba paliva specifická pro tah - Thrust-specific fuel consumption
Spotřeba paliva specifická pro tah (TSFC) je účinnost paliva z motor design s ohledem na tah výstup. TSFC lze také považovat za spotřebu paliva (gramy / s) na jednotku tahu (kilonewtonech nebo kN). Je tedy specifický pro tah, což znamená, že spotřeba paliva se dělí tahem.
TSFC nebo SFC pro tahové motory (např. proudové motory, turboventilátory, ramjety, raketové motory, atd.) je hmotnost palivo potřebné k zajištění čistého tahu pro dané období, např. lb / (h · lbf) (libry paliva za hodinu-libru tahu) nebo g / (s · kN) (gramy paliva za sekundu-kilonewton). Pro měření paliva se místo množství (galony nebo litry) používá hmotnost paliva, protože je nezávislá na teplotě.[1]
Specifická spotřeba paliva proudových motorů dýchajících vzduch při jejich maximální účinnosti je víceméně úměrná rychlosti. Spotřeba paliva na míli nebo na kilometr je vhodnější srovnání pro letadla, která cestují velmi odlišnými rychlostmi. Existuje také specifická spotřeba paliva, což se rovná spotřebě paliva specifické pro tah děleno rychlostí. Může mít jednotky liber za hodinu na koňskou sílu.
Tento údaj je nepřímo úměrný specifický impuls.
Význam SFC
SFC je závislé na konstrukci motoru, ale rozdíly v SFC mezi různými motory používajícími stejnou základní technologii bývají poměrně malé. Vzrůstající celkový tlakový poměr na proudových motorech má tendenci snižovat SFC.
V praktických aplikacích jsou obvykle při určování palivové účinnosti konkrétní konstrukce motoru v dané konkrétní aplikaci velmi významné další faktory. Například v letadlech jsou turbínové (proudové a turbovrtulové) motory obvykle mnohem menší a lehčí než ekvivalentně výkonné konstrukce pístových motorů, přičemž obě vlastnosti snižují hladinu táhnout v letadle a snížení množství energie potřebné k pohybu letadla. Turbíny jsou proto pro pohon letadel účinnější, než by mohlo naznačovat zjednodušující pohled na níže uvedenou tabulku.
SFC se liší podle nastavení škrticí klapky, nadmořské výšky a podnebí. U proudových motorů má rychlost letu také významný vliv na SFC; SFC je zhruba úměrný rychlosti vzduchu (ve skutečnosti rychlosti výfukových plynů), ale rychlost podél země je také úměrná rychlosti vzduchu. Protože práce je síla krát vzdálenost, mechanická síla je síla krát rychlost. Ačkoli je tedy jmenovitý SFC užitečným měřítkem energetické účinnosti, měl by být rozdělen rychlostí, aby bylo možné porovnat motory, které létají různými rychlostmi.
Například, Concorde křižoval rychlostí 1354 mph nebo 7,15 milionu stop za hodinu, přičemž jeho motory poskytovaly SFC 1,195 lb / (lbf · h) (viz níže); to znamená, že motory převedly 5,98 milionu libra nohy na libru paliva (17,9 MJ / kg), což odpovídá SFC 0,50 lb / (lbf · h) pro podzvukové letadlo letící rychlostí 570 mph, což by bylo lepší než dokonce u moderních motorů; the Olympus 593 použitý v Concorde byl nejúčinnější proudový motor na světě.[2][3] Concorde má však nakonec těžší drak letadla a díky své nadzvukovosti je méně aerodynamicky efektivní, tj. poměr zvedání a tažení je mnohem nižší. Obecně je pro zákazníka mnohem důležitější celkové spálení paliva u kompletního letadla.
Jednotky
 | Tato sekce možná matoucí nebo nejasné čtenářům. Zejména není jasné, o čem ta tabulka je. Jak by se měl používat? K čemu by to mělo být použito? Pokud se má uvést jednotky pro různé veličiny, měly by se použít zavedené definice názvu jednotky, symbolu jednotky, názvu množství atd. Podívejte se na příklady v článku Mezinárodní systém jednotek: https://en.wikipedia.org/wiki/International_System_of_Units#Derived_units. (Únor 2020) (Zjistěte, jak a kdy odstranit tuto zprávu šablony) |
| Specifický impuls (podle hmotnosti) | Specifický impuls (podle hmotnosti) | Efektivní rychlost výfuku | Specifická spotřeba paliva | |
|---|---|---|---|---|
| SI | = X sekund | = 9,8066 X N · s / kg | = 9,8066 X m / s | = 101 972 (1 / X) g / (kN · s) / {g / (kN · s) = s / m} |
| Imperiální jednotky | = X sekund | = X lbf · s / lb | = 32,16 X ft / s | = 3 600 (1 / X) lb / (lbf · h) |
Typické hodnoty SFC pro tahové motory
| Typ motoru | Scénář | Spec. spotřeba paliva | Charakteristický impuls (y) | Efektivní výfuk rychlost (slečna) | |
|---|---|---|---|---|---|
| (lb / lbf · h) | (g / kN · s) | ||||
| NK-33 raketový motor | Vakuum | 10.9 | 308 | 331[4] | 3250 |
| SSME raketový motor | Vakuum raketoplánu | 7.95 | 225 | 453[5] | 4440 |
| Ramjet | Mach 1 | 4.5 | 130 | 800 | 7800 |
| J-58 proudový | SR-71 at Mach 3.2 (Wet) | 1.9[6] | 54 | 1900 | 19000 |
| Eurojet EJ200 | Ohřejte | 1.66–1.73 | 47–49[7] | 2080–2170 | 20400–21300 |
| Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 proudový | Plavba Concorde Mach 2 (suchá) | 1.195[8] | 33.8 | 3010 | 29500 |
| Eurojet EJ200 | Suchý | 0.74–0.81 | 21–23[7] | 4400–4900 | 44000–48000 |
| CF6-80C2B1F turbofan | Výlet Boeingem 747-400 | 0.605[8] | 17.1 | 5950 | 58400 |
| General Electric CF6 turbofan | Hladina moře | 0.307[8] | 8.7 | 11700 | 115000 |
| Modelka | SL tah | BPR | OPR | SL SFC | plavba SFC | Hmotnost | Rozložení | náklady ($ M) | Úvod |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| GE GE90 | 90 000 lbf 400 kN | 8.4 | 39.3 | 0,545 lb / (lbf⋅h) 15,4 g / (kN⋅s) | 16 644 lb 7 550 kg | 1 + 3LP 10HP 2HP 6LP | 11 | 1995 | |
| RR Trent | 71 100–91 300 lbf 316–406 kN | 4.89-5.74 | 36.84-42.7 | 0,557–0,565 lb / (lbf⋅h) 15,8–16,0 g / (kN⋅s) | 10 550–13 133 lb 4 785–5 957 kg | 1LP 8IP 6HP 1HP 1IP 4 / 5LP | 11-11.7 | 1995 | |
| PW4000 | 52 000–84 000 lbf 230–370 kN | 4.85-6.41 | 27.5-34.2 | 0,348–0,359 lb / (lbf⋅h) 9,9–10,2 g / (kN⋅s) | 9 400–14 350 lb. 4 260–6 510 kg | 1 + 4-6LP 11HP 2HP 4-7LP | 6.15-9.44 | 1986-1994 | |
| RB211 | 43 100–60 600 lbf 192–270 kN | 4.30 | 25.8-33 | 0,563–0,607 lb / (lbf⋅h) 15,9–17,2 g / (kN⋅s) | 0,570–0,598 lb / (lbf⋅h) 16,1–16,9 g / (kN⋅s) | 7 264–9 670 lb 3 295–4 386 kg | 1LP 6 / 7IP 6HP 1HP 1IP 3LP | 5.3-6.8 | 1984-1989 |
| GE CF6 | 52 500–67 500 lbf 234–300 kN | 4.66-5.31 | 27.1-32.4 | 0,32–0,35 lb / (lbf⋅h) 9,1–9,9 g / (kN⋅s) | 0,562–0,623 lb / (lbf⋅h) 15,9–17,6 g / (kN⋅s) | 8 496–10 726 lb 3 854–4 865 kg | 1 + 3 / 4LP 14HP 2 hp 4 / 5LP | 5.9-7 | 1981-1987 |
| D-18 | 51660 lbf 229,8 kN | 5.60 | 25.0 | 0,570 lb / (lbf⋅h) 16,1 g / (kN⋅s) | 9 039 lb 4 100 kg | 1LP 7IP 7HP 1HP 1IP 4LP | 1982 | ||
| PW2000 | 38 250 lbf 170,1 kN | 6 | 31.8 | 0,33 lb / (lbf⋅h) 9,3 g / (kN⋅s) | 0,582 lb / (lbf⋅h) 16,5 g / (kN⋅s) | 7 160 lb. 3250 kg | 1 + 4LP 11HP 2HP 5LP | 4 | 1983 |
| PS-90 | 35 275 lbf 156,91 kN | 4.60 | 35.5 | 0,595 lb / (lbf⋅h) 16,9 g / (kN⋅s) | 6 503 lb 2950 kg | 1 + 2LP 13HP 2 HP 4LP | 1992 | ||
| IAE V2500 | 22 000–33 000 lbf 98–147 kN | 4.60-5.40 | 24.9-33.40 | 0,34–0,37 lb / (lbf⋅h) 9,6–10,5 g / (kN⋅s) | 0,574–0,581 lb / (lbf⋅h) 16,3–16,5 g / (kN⋅s) | 5 210–5 252 lb 2 363–2 382 kg | 1 + 4LP 10HP 2HP 5LP | 1989-1994 | |
| CFM56 | 20 600–31 200 lbf 92–139 kN | 4.80-6.40 | 25.70-31.50 | 0,32–0,36 lb / (lbf⋅h) 9,1–10,2 g / (kN⋅s) | 0,545–0,667 lb / (lbf⋅h) 15,4–18,9 g / (kN⋅s) | 4 301–5 700 lb 1 951–2 585 kg | 1 + 3 / 4LP 9HP 1 hp 4 / 5LP | 3.20-4.55 | 1986-1997 |
| D-30 | 23 850 lbf 106,1 kN | 2.42 | 0,700 lb / (lbf⋅h) 19,8 g / (kN⋅s) | 5 110 lb. 2 320 kg | 1 + 3LP 11HP 2HP 4LP | 1982 | |||
| JT8D | 21 700 lbf 97 kN | 1.77 | 19.2 | 0,519 lb / (lbf⋅h) 14,7 g / (kN⋅s) | 0,737 lb / (lbf⋅h) 20,9 g / (kN⋅s) | 4 515 lb 2048 kg | 1 + 6LP 7HP 1HP 3LP | 2.99 | 1986 |
| BR700 | 14 845–19 883 lbf 66,03–88,44 kN | 4.00-4.70 | 25.7-32.1 | 0,370–0,390 lb / (lbf⋅h) 10,5–11,0 g / (kN⋅s) | 0,620–0,640 lb / (lbf⋅h) 17,6–18,1 g / (kN⋅s) | 3520–4545 lb. 1 597–2 062 kg | 1 + 1 / 2LP 10HP 2HP 2 / 3LP | 1996 | |
| D-436 | 16 865 lbf 75,02 kN | 4.95 | 25.2 | 0,610 lb / (lbf⋅h) 17,3 g / (kN⋅s) | 3,197 lb. 1450 kg | 1 + 1L 6I 7HP 1HP 1IP 3LP | 1996 | ||
| RR Tay | 13 850–15 400 lbf 61,6–68,5 kN | 3.04-3.07 | 15.8-16.6 | 0,43–0,45 lb / (lbf⋅h) 12–13 g / (kN⋅s) | 0,690 lb / (lbf⋅h) 19,5 g / (kN⋅s) | 2951–3 380 lb 1 339– 1 533 kg | 1 + 3LP 12HP 2HP 3LP | 2.6 | 1988-1992 |
| RR Spey | 9 900–11 400 lbf 44–51 kN | 0.64-0.71 | 15.5-18.4 | 0,56 lb / (lbf⋅h) 16 g / (kN⋅s) | 0,800 lb / (lbf⋅h) 22,7 g / (kN⋅s) | 2,287–2 483 lb 1 037–1 126 kg | 4 / 5LP 12HP 2HP 2LP | 1968-1969 | |
| GE CF34 | 9 220 lbf 41,0 kN | 21 | 0,35 lb / (lbf⋅h) 9,9 g / (kN⋅s) | 1670 lb. 760 kg | 1F 14HP 2HP 4LP | 1996 | |||
| AE3007 | 7 150 lbf 31,8 kN | 24.0 | 0,390 lb / (lbf⋅h) 11,0 g / (kN⋅s) | 1581 lb. 717 kg | |||||
| ALF502 / LF507 | 6 970–7 000 lbf 31,0–31,1 kN | 5.60-5.70 | 12.2-13.8 | 0,406–0,408 lb / (lbf⋅h) 11,5–11,6 g / (kN⋅s) | 0,414–0,720 lb / (lbf⋅h) 11,7–20,4 g / (kN⋅s) | 1336–1385 lb. 606–628 kg | 1 + 2L 7 + 1HP 2HP 2LP | 1.66 | 1982-1991 |
| CFE738 | 5 918 lbf 26,32 kN | 5.30 | 23.0 | 0,369 lb / (lbf⋅h) 10,5 g / (kN⋅s) | 0,645 lb / (lbf⋅h) 18,3 g / (kN⋅s) | 1325 lb. 601 kg | 1 + 5LP + 1CF 2HP 3LP | 1992 | |
| PW300 | 5 266 lbf 23,42 kN | 4.50 | 23.0 | 0,391 lb / (lbf⋅h) 11,1 g / (kN⋅s) | 0,675 lb / (lbf⋅h) 19,1 g / (kN⋅s) | 993 liber 450 kg | 1 + 4LP + 1HP 2HP 3LP | 1990 | |
| JT15D | 3045 lbf 13,54 kN | 3.30 | 13.1 | 0,560 lb / (lbf⋅h) 15,9 g / (kN⋅s) | 0,541 lb / (lbf⋅h) 15,3 g / (kN⋅s) | 632 lb. 287 kg | 1 + 1LP + 1CF 1HP 2LP | 1983 | |
| FJ44 | 1900 lbf 8,5 kN | 3.28 | 12.8 | 0,456 lb / (lbf⋅h) 12,9 g / (kN⋅s) | 0,750 lb / (lbf⋅h) 21,2 g / (kN⋅s) | 445 lb. 202 kg | 1 + 1L 1C 1H 1HP 2LP | 1992 |
Následující tabulka uvádí účinnost několika motorů při provozu na 80% plynu, což je přibližně to, co se používá při jízdě, s minimálním SFC. Účinnost je množství energie pohánějící rovinu děleno rychlostí spotřeba energie. Jelikož se výkon rovná tahu krát rychlosti, je účinnost dána vztahem
kde V je rychlost a h je energetický obsah na jednotku hmotnosti paliva ( vyšší výhřevnost Zde se používá a při vyšších rychlostech kinetická energie paliva nebo pohonné látky roste a musí být zahrnuta).
| Turbofan | účinnost |
|---|---|
| GE90 | 36.1% |
| PW4000 | 34.8% |
| PW2037 | 35,1% (M.87 40K) |
| PW2037 | 33,5% (M.80 35K) |
| CFM56 -2 | 30.5% |
| TFE731 -2 | 23.4% |
Viz také
Reference
- ^ Specifická spotřeba paliva
- ^ Nadzvukový sen
- ^ "Turboventilátorový motor ", strana 5. SRM Institute of Science and Technology, Katedra leteckého inženýrství
- ^ "NK33". Encyclopedia Astronautica.
- ^ „SSME“. Encyclopedia Astronautica.
- ^ Nathan Meier (21. března 2005). „Specifikace vojenského proudového / turboventilátoru“.
- ^ A b "Turbofanový motor EJ200" (PDF). MTU Aero Engines. Dubna 2016.
- ^ A b C Ilan Kroo. „Údaje o velkých motorech s turbodmychadlem. Konstrukce letadla: Syntéza a analýza. Stanfordská Univerzita.
- ^ Lloyd R. Jenkinson; et al. (30. července 1999). „Civil Jet Aircraft Design: Engine Data File“. Elsevier / Butterworth-Heinemann.
- ^ Ilan Kroo. „Specifická spotřeba paliva a celková účinnost“. Konstrukce letadla: Syntéza a analýza. Stanfordská Univerzita. Archivovány od originál 24. listopadu 2016.