Støtte-til-vekt-forhold- Thrust-to-weight ratio
Thrust-til-vekt-forholdet er et dimensjonsløst forhold mellom skyvekraft til vekt av en rakett , jetmotor , propell motor, eller et kjøretøy drevet av en slik motor som er en indikator for ytelsen av motoren eller kjøretøy.
Det øyeblikkelige trykk-til-vekt-forholdet til et kjøretøy varierer kontinuerlig under drift på grunn av progressivt forbruk av drivstoff eller drivmiddel og i noen tilfeller en tyngdekraftgradient . Trykk-til-vekt-forholdet basert på innledende skyvekraft og vekt blir ofte publisert og brukt som en fortjeneste for kvantitativ sammenligning av et kjøretøys første ytelse.
Beregning
Trykk-til-vekt-forholdet beregnes ved å dele kraften (i SI-enheter-i newton ) med vekten (i newton) på motoren eller kjøretøyet. Vær oppmerksom på at skyvekraften også kan måles i pund-kraft (lbf), forutsatt at vekten måles i pund (lb). Divisjon ved bruk av disse to verdiene gir fortsatt det numerisk korrekte (dimensjonsløse) trykk-til-vekt-forholdet. For gyldig sammenligning av det opprinnelige trykk-til-vekt-forholdet mellom to eller flere motorer eller kjøretøyer, må skyvekraft måles under kontrollerte forhold.
Fly
Trykk-til-vekt-forholdet og vingebelastning er de to viktigste parameterne for å bestemme ytelsen til et fly. For eksempel er vekt-vekt-forholdet til et kampfly en god indikator på flyets manøvrerbarhet.
Trykk-til-vekt-forholdet varierer kontinuerlig under en flytur. Trykkstyrken varierer med gassinnstilling, lufthastighet , høyde og lufttemperatur. Vekten varierer med drivstoffforbrenning og nyttelast. For fly er det angitte skyve-vekt-forholdet ofte den maksimale statiske skyvekraften ved havnivå dividert med den maksimale startvekten . Fly med skyve-til-vekt-forhold større enn 1: 1 kan kaste rett opp og opprettholde lufthastigheten til ytelsen synker i høyere høyde.
Ved cruiseflyging er skyve-vekt-forholdet til et fly det inverse av løft-til-drag-forholdet fordi skyvekraft er det motsatte av drag , og vekt er det motsatte av løft. Et fly kan ta av selv om skyvekraften er mindre enn vekten: Hvis forholdet mellom løft og drag er større enn 1, kan forholdet mellom skyvekraft og vekt være mindre enn 1, det vil si at det er nødvendig med mindre skyvekraft for å løfte flyet fra bakken enn flyets vekt.
Propelldrevne fly
For propelldrevne fly kan skyve-vekt-forholdet beregnes som følger:
hvor er fremdriftseffektivitet (typisk 0,8), er motorens akselhestekrefter og er ekte lufthastighet i fot per sekund.
Raketter
Trykk-til-vekt-forholdet til en rakett, eller et rakettdrevet kjøretøy, er en indikator på akselerasjonen uttrykt i flere gravitasjonsakselerasjon g.
Raketter og rakettdrevne kjøretøy opererer i et bredt spekter av gravitasjonsmiljøer, inkludert det vektløse miljøet. Trykk-til-vekt-forholdet blir vanligvis beregnet ut fra den opprinnelige bruttovekten ved havnivå på jorden og kalles noen ganger Thrust-to-Earth-vektforholdet . Skyte-til-jord-vekt-forholdet til en rakett eller et rakettdrevet kjøretøy er en indikator på akselerasjonen uttrykt i multipler av jordens gravitasjonsakselerasjon, g 0 .
Skyte-til-vekt-forholdet til en rakett forbedres etter hvert som drivstoffet brennes. Med konstant skyvekraft oppnås det maksimale forholdet (maksimal akselerasjon for kjøretøyet) like før drivstoffet er fullstendig forbrukt. Hver rakett har en karakteristisk skyve-til-vekt-kurve, eller akselerasjonskurve, ikke bare en skalær mengde.
Støtte-til-vekt-forholdet til en motor er større enn for det komplette oppskytningsvognen, men er likevel nyttig fordi det bestemmer maksimal akselerasjon som ethvert kjøretøy som bruker den motoren teoretisk sett kan oppnå med minimum drivstoff og konstruksjon festet.
For en start fra overflaten av jorden ved hjelp av skyvekraft og ingen aerodynamisk løft , må forholdet mellom trykk og vekt for hele kjøretøyet være større enn ett . Generelt er trykk-til-vekt-forholdet numerisk lik g-kraften som kjøretøyet kan generere. Start kan skje når kjøretøyets g-kraft overstiger lokal tyngdekraft (uttrykt som et multiplum av g 0 ).
Skyte-til-vekt-forholdet mellom raketter overstiger vanligvis kraften for luftpustende jetmotorer fordi den relativt mye større tettheten av rakettdrivstoff eliminerer behovet for mye konstruksjonsmateriale for å sette det under trykk.
Mange faktorer påvirker forholdet mellom trykk og vekt. Den øyeblikkelige verdien varierer vanligvis over flyturens varighet med variasjonene i skyvekraft på grunn av hastighet og høyde, sammen med endret vekt på grunn av mengden gjenværende drivmiddel og nyttelastmasse. Faktorer med størst effekt omfatte freestream lufttemperatur , trykk , tetthet og komposisjon. Avhengig av motoren eller kjøretøyet som vurderes, vil den faktiske ytelsen ofte påvirkes av oppdrift og lokal tyngdefeltstyrke .
Eksempler
Den russiske -laget RD-180 rakettmotor (som driver Lockheed Martin ‘s Atlas V ) produserer 3820 kN av havnivået skyvekraft og har en tørrvekt på 5,307 kg. Ved å bruke gravitasjonsfeltstyrken på jordoverflaten på 9,807 m/s², beregnes forholdet mellom skyvekraft og vekt på havnivå som følger: (1 kN = 1000 N = 1000 kg⋅m/s²)
Fly
Kjøretøy | T / W. | Scenario |
---|---|---|
Northrop Grumman B-2 Spirit | 0,205 | Maksimal startvekt, full effekt |
Airbus A340 | 0,2229 | Maksimal startvekt, full effekt (A340-300 forbedret) |
Airbus A380 | 0,227 | Maksimal startvekt, full effekt |
Boeing 747-8 | 0,269 | Maksimal startvekt, full effekt |
Boeing 777 | 0,285 | Maks startvekt, full effekt (777-200ER) |
Boeing 737 MAX 8 | 0,310 | Maksimal startvekt, full effekt |
Airbus A320neo | 0,311 | Maksimal startvekt, full effekt |
Boeing 757-200 | 0,341 | Maks startvekt, full effekt (m/Rolls-Royce RB211) |
Tupolev Tu-160 | 0,363 | Maksimal startvekt, full etterbrenning |
Concorde | 0,372 | Maksimal startvekt, full etterbrenning |
Rockwell International B-1 Lancer | 0,38 | Maksimal startvekt, full etterbrenning |
BAE Hawk | 0,65 | |
Lockheed Martin F-35 A | 0,87 med fullt drivstoff (1,07 med 50% drivstoff, 1,19 med 25% drivstoff) | |
HAL Tejas Mk 1 | 0,935 | Med fullt drivstoff |
Dassault Rafale | 0,988 | Versjon M, 100% drivstoff, 2 EM A2A -missiler, 2 IR A2A -missiler |
Sukhoi Su-30MKM | 1,00 | Lastet med 56% internt drivstoff |
McDonnell Douglas F-15 | 1.04 | Nominelt lastet |
Mikoyan MiG-29 | 1.09 | Fullt internt drivstoff, 4 AAM |
Lockheed Martin F-22 | > 1,09 (1,26 med lastet vekt og 50% drivstoff)
|
Bekjempelse av belastning? |
General Dynamics F-16 | 1.096 | |
Hawker Siddeley Harrier | 1.1 | VTOL |
Eurofighter Typhoon | 1.15 | Interceptor -konfigurasjon |
Romskip | 1.5 | Ta av |
Romskip | 3 | Topp |
Jet- og rakettmotorer
Jet- eller rakettmotor | Masse | Støt, vakuum |
Trykk-til- vekt-forhold |
||
---|---|---|---|---|---|
(kg) | (lb) | (kN) | (lbf) | ||
RD-0410 kjernefysisk rakettmotor | 2.000 | 4400 | 35.2 | 7 900 | 1.8 |
J58 jetmotor ( SR-71 Blackbird ) | 2.722 | 6 001 | 150 | 34 000 | 5.2 |
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet med oppvarming ( Concorde ) |
3.175 | 7000 | 169,2 | 38 000 | 5.4 |
Pratt & Whitney F119 | 1800 | 3.900 | 91 | 20 500 | 7,95 |
RD-0750 rakettmotor, tre-drivningsmodus | 4.621 | 10 188 | 1.413 | 318 000 | 31.2 |
RD-0146 rakettmotor | 260 | 570 | 98 | 22 000 | 38.4 |
Rocketdyne RS-25 rakettmotor | 3.177 | 7 004 | 2.278 | 512 000 | 73.1 |
RD-180 rakettmotor | 5 393 | 11 890 | 4 152 | 933 000 | 78,5 |
RD-170 rakettmotor | 9 750, - | 21 500 | 7 887 | 1.773.000 | 82,5 |
F-1 ( Saturn V første etappe) | 8 391 | 18.499 | 7 740,5 | 1.740.100 | 94.1 |
NK-33 rakettmotor | 1.222 | 2.694 | 1638 | 368 000 | 136,7 |
Merlin 1D rakettmotor, full-thrust-versjon | 467 | 1 030 | 825 | 185 000 | 180,1 |
Jagerfly
Spesifikasjoner | Jagerfly | ||||||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
F-15K | F-15C | MiG-29K | MiG-29B | JF-17 | J-10 | F-35A | F-35B | F-35C | F-22 | LCA Mk-1 | |
Motorkraft maks. (N) | 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) |
Flymasse, tom (kg) | 17.010 | 14 379 | 12 723 | 10 900 | 06 586 | 09 250 | 13 290 | 14 515 | 15.785 | 19 673 | 6.560 |
Flymasse, fullt drivstoff (kg) | 23 143 | 20 671 | 17 963 | 14.405 | 08 886 | 13 044 | 21 672 | 20.867 | 24.403 | 27 836 | 9 500 |
Flymasse, maks. startlast (kg) | 36 741 | 30 845 | 22 400 | 18 500 | 12 700 | 19 277 | 31 752 | 27 216 | 31 752 | 37.869 | 13 300 |
Total drivstoffmasse (kg) | 06 133 | 06 292 | 05 240 | 03.505 | 02 300 | 03.794 | 08.382 | 06.352 | 08 618 | 08 163 | 02 458 |
T/W -forhold, fullt drivstoff | 1.14 | 1.03 | 1,00 | 1.15 | 0,93 | 0,96 | 0,84 | 0,87 | 0,74 | 1.14 | 0,96 |
T/W -forhold, maks. startlast | 0,72 | 0,69 | 0,80 | 0,89 | 0,65 | 0,65 | 0,57 | 0,67 | 0,57 | 0,84 | 0,69 |
Spesifikasjoner | Jagerfly | ||||||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
F-15K | F-15C | MiG-29K | MiG-29B | JF-17 | J-10 | F-35A | F-35B | F-35C | F-22 | LCA Mk-1 | |
Motorkraft, maksimal (lbf) | 58 320 (2) | 46 900 (2) | 39.682 (2) | 36 600 (2) | 18 300 (1) | 27.557 (1) | 40000 (1) | 40000 (1) | 40000 (1) | 70 000 (2) | 20.200 (1) |
Flyvekt tom (lb) | 37.500 | 31.700 | 28.050 | 24 030 | 14 520 | 20 394 | 29 300 | 32 000 | 34 800 | 43.340 | 14 300 |
Flyvekt, fullt drivstoff (lb) | 51.023 | 45 574 | 39 602 | 31 757 | 19.650 | 28.760 | 47.780 | 46.003 | 53 800 | 61.340 | 20 944 |
Flyvekt, maks. startlast (lb) | 81 000 | 68 000 | 49.383 | 40.785 | 28 000 | 42 500 | 70 000 | 60 000 | 70 000 | 83 500 | 29 100 |
Total drivstoffvekt (lb) | 13 523 | 13 874 | 11 552 | 07.727 | 05,130 | 08.366 | 18.480 | 14.003 | 19.000 | 18.000 | 05.419 |
T/W -forhold, fullt drivstoff | 1.14 | 1.03 | 1,00 | 1.15 | 0,93 | 0,96 | 0,84 | 0,87 | 0,74 | 1.14 | 0,96 |
T/W -forhold, maks. startlast | 0,72 | 0,69 | 0,80 | 0,89 | 0,65 | 0,65 | 0,57 | 0,67 | 0,57 | 0,84 | 0,69 |
- Tabell for jet- og rakettmotorer: jetkraft er på havnivå
- Drivstofftetthet brukt i beregninger: 0,803 kg/l
- Antallet inne i brakettene er antall motorer.
- For metrisk tabell beregnes T/W -forholdet ved å dividere skyvekraften med produktet av hele drivstoffflyets vekt og tyngdekraftens akselerasjon.
- Motorer som driver F-15K er Pratt & Whitney-motorene.
- MiG-29Ks tomme vekt er et estimat.
- Motoren til JF-17 er RD-93.
- JF-17 hvis paret med motoren WS-13, og hvis den motoren får lovet 18.969 lb, blir T/W-forholdet 1.10
- J-10s tomme vekt og drivstoffvekt er estimater.
- J-10s motorvurdering er på AL-31FN.
- J-10 hvis paret med motoren WS-10A, og hvis den motoren får lovet 132 kN (29,674 lbf), blir T/W-forholdet 1,08
Se også
Referanser
- John P. Fielding. Introduksjon til flydesign , Cambridge University Press, ISBN 978-0-521-65722-8
- Daniel P. Raymer (1989). Aircraft Design: A Conceptual Approach , American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., Washington, DC. ISBN 0-930403-51-7
- George P. Sutton & Oscar Biblarz. Rocket Propulsion Elements , Wiley, ISBN 978-0-471-32642-7