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jiji66 a écrit:...Un autre avantage pour voler en altitude est lie a la temperature de l'air qui va alimenter les moteurs. Comme tout le monde connait Carnot et sa celebre formule sur le rendement thermodynamique ideal : n = (Tc - Tf) / Tc. Avec Tc = temperature de la source chaude et Tf = temperature de la source froide. Les temperatures sont en Kelvin.
Comme la source chaude, c'est la temperature de la combustion dans la turbine et que la source froide, c'est l'air exterieur qui est aspire; Plus il fait froid dehors et meilleur sera le rendement energetique du reacteur.
gerard joly a écrit:Marcher la queue haute à petite vitesse???
Il n'y a que ça de vrai!!!
Bon OK la sortie est par la........................
robur a écrit:jiji66 a écrit:...Un autre avantage pour voler en altitude est lie a la temperature de l'air qui va alimenter les moteurs. Comme tout le monde connait Carnot et sa celebre formule sur le rendement thermodynamique ideal : n = (Tc - Tf) / Tc. Avec Tc = temperature de la source chaude et Tf = temperature de la source froide. Les temperatures sont en Kelvin.
Comme la source chaude, c'est la temperature de la combustion dans la turbine et que la source froide, c'est l'air exterieur qui est aspire; Plus il fait froid dehors et meilleur sera le rendement energetique du reacteur.
A quantité de carburant brulée égale, on obtiendra probablement le même écart entre de T1 àT2 ...
robur a écrit:Les "gronavions" à réacteurs cherchent surtout à réduire leur consommation.
La consommation étant proportionnelle à la poussée P, il faut que le rapport
Poussée / vitesse ( P / V ) soit minimal.
Tous calculs fait , on trouve P/V = [(0,5.ho.S.M.g )^0,5] . ( Cx / ( Cz^0,5)
Comme rho diminue avec l'altitude la distance franchissable augmente avec l'altitude.
Mais il faut aussi qu' à l'altitude choisie le rapport ( Cx / ( Cz^0,5) soit minimal.
jiji66 a écrit:
Rappel : n = (T-chaude - T-froide) / T-chaude.
Prenons un 1er exemple : T-froide = 300K (air ambiant 27 C) et T-chaude = 1000K (T chambre de combustion 727 C) : n = 0,7.
Prenons un 2em exemple : T-froide = 223K (air ambiant -50 C) et T-chaude = 923K (T chambre de combustion 650 C) : n = 0,758.
gtvmanu a écrit:C'est sympa de mettre en équations ce que j'ai dit, ça m'évite de le faire
Or donc, la conso instantanée est fonction de la vitesse propre pour une masse, une altitude et une température donnée et la courbe C=f(V) est une parabole.
gtvmanu a écrit: Le hic c'est que Cz(i)/Cx(i) (la polaire) varient avec l'incidence, le nbre de reynolds (donc la vitesse, la viscosité donc la température).
gtvmanu a écrit: Ca sert à rien de noircir le forum d'équations on n'est pas à sup'aéro .
gtvmanu a écrit:..............rendement de Carnot (qui peux être > 1)........................
C'est un peu plus compliqué que ça ou alors j'me suis fait suer longtemps pour rien .
@+
PS : pfiou, c'est chaud le bia, j'sais pas si je l'aurais .
gtvmanu a écrit:Faut vraiment que tu progresses au lieu de recopier wiki mon pauvre pinpin, tu peux très bien avoir un rendement de Carnot > 1 (car il y a plusieurs formulations du rendement Carnot suivant le type de machine thermique (moteur, pompe à chaleur, machine frigo etc...) et/ou si on considère le cycle réversible) puisque c'est un rendement théorique qui ne prends en compte que les températures des sources chaude et froide en appplication du second principe de la thermo.
Pour en revenir à nos moteurs à pistons, avec un rendement global de 20 %, ça ne sert pas à grand chose de parler de rendement de carnot qui lui sera autour de 80 % ...
Et ce d'autant qu'avec l'altitude d'autres phénomènes interviennent sur la qualité de la combustion : température de l'essenceet de l'air évidemment, qualité de l'étincelle (à moins d'avoir un allumage électronique) etc ...
M'enfin, je comprends que cela ne t'intéresses pas, on ne dépasse pas 1500 ft avec un Xair !
@+
gtvmanu a écrit:Reprends les cours que t'as pas eu et tu trouvera des rendements de Carnot > 1 par exemple pour une PAC.
Le marketing je connais pas, les chaudières à condensation, PCI, PCS je connais...
@+
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