地球 の 引力 から 解放 さ れ,空 に 飛ぶ 時,火 を 発射 し て 輝く 炎 を 吐き出す ロケット を 想像 し て み ましょ う.巨大 な 物体 を 宇宙 に 押し上げ て いる この 力 は,推力 です.しかし,推力はどこから来るのかこの記事では,基本原理からエンジンの設計まで,推力の基礎を調査します.航空宇宙推進システムの秘密を明らかにする.
推力 は 飛行機 を 空気 に 動かす 力 です.飛行機 の 抵抗 を 克服 する こと や ロケット の 重量 に 対処 する こと に かかわら ず,推力 は 飛行 を 可能 に する もの です.推力は様々な推進システムによって生成されます.
推力は加速するガス質量の反応力によって生成される機械力です この作業液は物理的に推進システムと相互作用しますニュートンの第三法則 (作用と反応) を証明する引量量として,推力は大きさと方向の両方を有する.エンジンはガスに対して作業を行い,反対方向に推力を発生しながら,それを後方加速させる.推力の大きさは加速ガス量とエンジンを通してその速度変化に依存.
ニュートンの第二法則によると,力 (F) は物体の運動量の変化の時間速率に等しい.運動量は質量 (m) と速度 (V) の倍数である.時 t1 と t2 の間,力を表すには:
慣れた方程式に簡素化します
固体では質量を追跡することは簡単ですが,液体 (液体またはガス) では異なるパラメータが必要です.質量流量が決定的になる (時間単位 (kg/sec) 単位で与えられた平面を通過する質量として定義される),スラグ/秒,など) は,密度 (ρ) と速度 (V) と面積 (A) を掛け合わせる.空力学者はこれをṁ (m-dot) と表す.
ポイント記号は時間派生式 (d/dt) を表し,マスの流量ではなく質量流量である.質量流量には既に時間依存が組み込まれているため,推進装置の運動量変化を,質量流量変化を速度に掛けると表すことができます. 出口を"e"駅,自由流を"0"駅と表示する:
出力圧 (pe) が自由流量圧 (p0) と異なる場合,圧面効果を考慮した追加の項目を含める必要があります.完全な一般推力方程式は以下になります.
通常,圧域項は,Vの構成要素と比較して小さいままである.
推力方程式は,高い推力を発生させるための2つの主要な方法を示しています.最初のものはエンジン流量 (ṁ) を最大化します.軽度の速度増加でもかなりの推力が生成するプロペラ機とハイバイパスターボファンエンジンの原理2つ目のアプローチは,ターボジェット,アフター燃焼エンジン,ロケットで見られるように,出口速度を入力速度と比較して最大化することに焦点を当てています.各方法は,極端な速度範囲で異なる効率のトレードオフを伴う.
出力圧と自由流圧を均等にするように設計されたノズルを備えたガスタービンエンジンでは,一般方程式は,圧力項を排除することで簡素化される.
第1項は総推力を表し,第2項はラム・レグとなる.出口と入口の質量流量がほぼ等しいため,エンジンの空気流量 (ṁ) 及び特異推力 (Fs) を定義することができる.
ロケットエンジンは 独自の酸化剤を搭載しているため 単純化が違う:
ロケット性能は,質量流量依存を排除する特異衝動 (Isp) をしばしば使用する.
Veq は等価速度 (ノズル出口速度+圧力項) で,g0 は重力加速.
ロケットとジェットエンジンの両方において,ノズルは2つの重要な機能を果たします. 与えられた圧力/温度条件で出口速度を決定し,喉の窒息によって質量流量率を確立します.噴孔設計は 基本的には推進システムの推力を決定します.
推進力生成は,ガスを加速させるために,通常燃料燃焼によるエネルギー変換に依存する.異なる推進システム (プロペラー,ジェット,ラムジェット,ロケット) は,推進力を異なる方法で生成する.,基本的物理原理に従います
地球 の 引力 から 解放 さ れ,空 に 飛ぶ 時,火 を 発射 し て 輝く 炎 を 吐き出す ロケット を 想像 し て み ましょ う.巨大 な 物体 を 宇宙 に 押し上げ て いる この 力 は,推力 です.しかし,推力はどこから来るのかこの記事では,基本原理からエンジンの設計まで,推力の基礎を調査します.航空宇宙推進システムの秘密を明らかにする.
推力 は 飛行機 を 空気 に 動かす 力 です.飛行機 の 抵抗 を 克服 する こと や ロケット の 重量 に 対処 する こと に かかわら ず,推力 は 飛行 を 可能 に する もの です.推力は様々な推進システムによって生成されます.
推力は加速するガス質量の反応力によって生成される機械力です この作業液は物理的に推進システムと相互作用しますニュートンの第三法則 (作用と反応) を証明する引量量として,推力は大きさと方向の両方を有する.エンジンはガスに対して作業を行い,反対方向に推力を発生しながら,それを後方加速させる.推力の大きさは加速ガス量とエンジンを通してその速度変化に依存.
ニュートンの第二法則によると,力 (F) は物体の運動量の変化の時間速率に等しい.運動量は質量 (m) と速度 (V) の倍数である.時 t1 と t2 の間,力を表すには:
慣れた方程式に簡素化します
固体では質量を追跡することは簡単ですが,液体 (液体またはガス) では異なるパラメータが必要です.質量流量が決定的になる (時間単位 (kg/sec) 単位で与えられた平面を通過する質量として定義される),スラグ/秒,など) は,密度 (ρ) と速度 (V) と面積 (A) を掛け合わせる.空力学者はこれをṁ (m-dot) と表す.
ポイント記号は時間派生式 (d/dt) を表し,マスの流量ではなく質量流量である.質量流量には既に時間依存が組み込まれているため,推進装置の運動量変化を,質量流量変化を速度に掛けると表すことができます. 出口を"e"駅,自由流を"0"駅と表示する:
出力圧 (pe) が自由流量圧 (p0) と異なる場合,圧面効果を考慮した追加の項目を含める必要があります.完全な一般推力方程式は以下になります.
通常,圧域項は,Vの構成要素と比較して小さいままである.
推力方程式は,高い推力を発生させるための2つの主要な方法を示しています.最初のものはエンジン流量 (ṁ) を最大化します.軽度の速度増加でもかなりの推力が生成するプロペラ機とハイバイパスターボファンエンジンの原理2つ目のアプローチは,ターボジェット,アフター燃焼エンジン,ロケットで見られるように,出口速度を入力速度と比較して最大化することに焦点を当てています.各方法は,極端な速度範囲で異なる効率のトレードオフを伴う.
出力圧と自由流圧を均等にするように設計されたノズルを備えたガスタービンエンジンでは,一般方程式は,圧力項を排除することで簡素化される.
第1項は総推力を表し,第2項はラム・レグとなる.出口と入口の質量流量がほぼ等しいため,エンジンの空気流量 (ṁ) 及び特異推力 (Fs) を定義することができる.
ロケットエンジンは 独自の酸化剤を搭載しているため 単純化が違う:
ロケット性能は,質量流量依存を排除する特異衝動 (Isp) をしばしば使用する.
Veq は等価速度 (ノズル出口速度+圧力項) で,g0 は重力加速.
ロケットとジェットエンジンの両方において,ノズルは2つの重要な機能を果たします. 与えられた圧力/温度条件で出口速度を決定し,喉の窒息によって質量流量率を確立します.噴孔設計は 基本的には推進システムの推力を決定します.
推進力生成は,ガスを加速させるために,通常燃料燃焼によるエネルギー変換に依存する.異なる推進システム (プロペラー,ジェット,ラムジェット,ロケット) は,推進力を異なる方法で生成する.,基本的物理原理に従います
