Εμβέλεια: Διαφορά μεταξύ των αναθεωρήσεων
Περιεχόμενο που διαγράφηκε Περιεχόμενο που προστέθηκε
Πρόσθεση κειμένου |
Πρόσθεση κειμένου |
||
Γραμμή 4:
== Υπολογισμός ==
Καθώς η εμβέλεια εξαρτάται από πληθώρα παραμέτρων και μεταβλητών, δεν είναι δυνατόν να εκφραστεί αναλυτικά, παρά μόνο σε ορισμένες ειδικές περιπτώσεις. Για αεροσκάφη που κινούνται με καύσιμα, δηλαδή στα οποία η μάζα μειώνεται κατά την διάρκεια της αποστολής (όπως π.χ. στα επιβατικά) εφαρμόζονται οι εξισώσεις του Breguet<ref>{{Cite book|title=Aircraft Design: A Conceptual Approach|first=Daniel|last=Raymer|publisher=ΑΙΑΑ Education Series|isbn=0-930403-51-7|year=1989|location=Washington D.C.|page=17|quote=}}</ref><ref>{{Cite book|title=Synthesis of Subsonic Airplane Design|first=Egbert|last=Torenbeek|publisher=Delft University Press|isbn=
=== Ρυθμός μεταβολής της μάζας καυσίμων ===
Ο στιγμιαίος ρυθμός με τον οποίο μεταβάλλεται το βάρος <math>W_F</math> του καυσίμου (και κατά συνέπεια του αεροσκάφους) σε σχέση με τον χρόνο <math> t</math> ορίζεται ώς:
<math> \frac{dW_F}{dt}=TSFC\cdot g\cdot T</math>
όπου <math> TSFC</math> είναι η ειδική κατανάλωση καυσίμου ανά ώση κινητήρων, <math> g</math> είναι η επιτάχυνση της βαρύτητας και <math> T</math> η ωστική δύναμη που παράγουν οι κινητήρες. Η σχέση κατανάλωσης και ώσης δηλαδή θεωρείται γραμμική, επομένως ένας διπλασιασμός της ώσης οδηγεί σε διπλασιασμό του ρυθμού κατανάλωσης. Συνήθως οι κατασκευαστές κινητήρων δίνουν μια τιμή για την <math> TSFC</math> σε <math> kg /(s \cdot N)</math> ή <math> lb /(min \cdot lb)</math> για ένα συγκεκριμμένο υψόμετρο και αριθμό Μαχ. Μέσω εμπειρικών εξισώσεων μπορεί να προσεγγισθεί η τιμή για άλλες συνθήκες<ref>{{Cite book|title=Aircraft Conceptual Design Synthesis|first=Denis|last=Howe|publisher=Professional Engineering Publishing Limited|isbn=1 86058 301 6|year=2000|location=London, UK|page=75|quote=}}</ref>.
=== Απαιτούμενη ώση για ευθεία, οριζόντια πτήση ===
Το αεροσκάφος θεωρείται ότι κινείται ευθεία, οριζόντια σε σχέση με το έδαφος και με σταθερή ταχύτητα. Έτσι οι δυνάμη της βαρύτητας <math> W</math> αντισταθμίζεται από την άντωση <math> L</math> και η δύναμη της οπισθέλκουσας <math> D</math> αντισταθμίζεται από την ώση των κινητήρων <math> T</math>:
<math> L=W</math>
<math> T=D</math>
Επομένως η απαιτούμενη ώση είναι:
<math> T=D\Longrightarrow T=L \cdot \frac{1}{\frac{L}{D}}</math>
Στις αυτές τις συνθήκες πτήσης η άντωση είναι ίση με το βάρος, ενώ ο λόγος άντωσης πρός οπισθέλκουσα είναι ίσος με το λόγο συντελεστή άντωσης πρός συντελεστή οπισθέλκουσας για την συγκεκριμμένη γωνία πρόσπτωσης:
<math> T=W \cdot \frac{1}{\frac{C_L}{C_D}}</math>
== Πηγές ==
<references />
| |||