Vad är de faktorer som krävs för att uppskatta den minimikrav som krävs för ett experimentellt flygplan av en viss massa?

En bra ingenjör kommer först att kontrollera befintliga mönster: Hur mycket ström installeras i jämförbara mönster? Använd flygplan med liknande hastighet och byggd kvalitet, som Super Diamond Mk 1 som behöver 50 till 60 hk . Kryssningshastigheten är 90 knop och MTOW är 450 kg.

Nästa, försök att uppskatta det minsta vingeområdet. Från minsta hastighetskrav på 35 kts (= 18 m / s) och med en maximal hiss koefficienten med flikar ner på 1,6, är området för att stödja 340 kg vid havsnivån $$ S = \ frac {2 \ cdot m \ cdot g} {\ rho \ cdot c_L \ cdot v ^ 2} = \ frac {2 \ cdot 340 \ cdot 9.81} {1.225 \ cdot 1.6 \ cdot 18 ^ 2} = 10,5 m ^ 2 $$

Beräkna nu dragkoefficienten i kryssning, med hjälp av parabolisk dragjämförelse . Först upprätta lyftkoefficienten vid vilken dra minimeras : $$ c_ {L_ {opt}} = \ sqrt {c_ {D0} \ cdot \ pi \ cdot \ epsilon \ cdot AR} $$ Den totala dragkoefficienten vid denna punkt är helt enkelt dubbelt så mycket som nolllyftdragningskoefficienten $ c_ {D0} $, så en låg dragdesign är viktig. Med en fast växel kommer din dragkoefficient för nolllyft inte att vara lägre än 0,035, så din kryssningslyftkoefficient är 0,938 (förutsatt att ett bildförhållande är $ AR $ av 10 och en Oswald-faktor $ \ epsilon $ på 0,8), vilket resulterar i en flyghastighet på bara 23,51 m / s = 45,7 kts. Totalt drag på denna punkt är $$ D_ {min} = 2 \ cdot c_ {D0} \ cdot S \ cdot \ rho \ cdot \ frac {v ^ 2} {2} = 249 N $$

För att upprätthålla flygning vid denna tidpunkt krävs endast $ P = v \ cdot D $ = 5,85 kW, och förutsatt att en proffseffektivitet är 0,75, bör den installerade effekten vara 7,8 kW. Men du vill flyga snabbare, så vi behöver dra på 100 kts (= 51,4 m / s): $ D = \ left (c_ {D0} + \ frac {c_L ^ 2} {\ pi \ cdot \ epsilon \ cdot AR} \ right) \ cdot s \ cdot \ rho \ cdot \ frac {v ^ 2} { 2} $$ Där är din lyftkoefficient endast 0,196 men det dynamiska trycket stiger till 1.621 N / mm². Eftersom Reynolds-talet är högre kan ditt nolllyftdrag sänkas till 0,031, vilket resulterar i en dragkraft på 550 N. Vid den hastigheten är den önskade effekten 28,3 kW. Under det heroiska antagandet att din prop fortfarande är 75% effektiv vid den hastigheten, måste den installerade effekten vara 37,8 kW eller 50,65 hk.

Om du bara vill ha en TAS på 100 kt i höjd, så här är vad du behöver göra vid kryssning på 10 000 ft (= 3048 m). Först behöver du densiteten vid den höjden, som är 0,9 kg / m³ eller 74% av värdet vid havsnivån . Detta innebär att det dynamiska trycket är 1.191 N / mm² och höjningskoefficienten 0.267, vilket resulterar i en dragkraft på 419 N. Detta kräver en kontinuerlig effekt på 21,56 kW för att övervinna. Nu antar jag 75% effektiv propellern igen och att du kör motorn på 75% av max. kraft, så den installerade effekten i 10 000 ft bör vara minst 38,3 kW eller 51,4 hk. Om man antar en normalt aspirerad motor skulle detta översättas till en nominell effekt på 70 hk vid havsnivå.

Med tanke på att liknande konstruktioner kräver liknande kraft ser detta ut som om det är rätt. Normalt behöver du nu beräkna stigningshastigheten med en överskottseffekt på 35,15 kW för att kontrollera hur användbar denna design är, men vid 10,5 m / s tvivlar jag på att det inte räcker.

Om du klarar av att inkludera ett utdragbart redskap med din begränsade massbudget, kan nolllyftdraget vara så lågt som 0,024. Nu är dragkraften i kryssning på 10 000 ft bara 324,4 N och den installerade nominella effekten vid havsnivån är bara 40,4 kw eller 54 hk.

Med kolvflygplan ökar dina kraftbehov med kupen av flyghastigheten. Jag lämnar det som en övning för dig att beräkna hur mycket mer effekt de senaste 10 knop kräver: Upprepa beräkningen med endast 90 kt kryssning och din nominella motoreffekt kan vara så låg som 51 hk med ett fast redskap.

Förberedelser för flygplan ger metoder för att beräkna denna baserade del på fysiken, dels på statistiska data för befintliga flygplan. Till exempel den metod som anges i kapitel 5 i Torenbeek , enligt denna metod, skulle vi beräkna erforderlig kraft i flera fall och ta max.

I flygplanets designfas finns det ännu inte data som vingeområde, bruttovikt, bränsle mm som normalt används för prestationsberäkning, vi har nu motsatt problem: bestämma kombinationer av konstruktionskarakteristik för kraftverk och vinge för att erhålla önskad prestanda. En mycket detaljerad metod ges i Torenbeek, vi kommer att genomsöka så mycket som möjligt och ta SR22 vart vi kan (från wikien och från här ).

$ 0,78 \ cdot \ frac {P} {3335} = 6,5 + \ frac {0,08} {1,0} \ cdot 28 $$

$$ P = 37,4 kW = 50 hk $$

Så kraften som krävs för kryssning vid 100 kts vid 5,300m är högre än den kraft som krävs för att klättra: $ P_ {cruise} $ måste tillämpas = 56 hk. Det finns många förbättringar som kan göras ovan, för mer detaljer hänvisar jag till boken.

För att kunna beräkna önskat tryck behöver du ständiga designkrav. Dessa kan komma från användarspecifikationer och krav eller från gällande föreskrifter.

Du kommer sannolikt att upptäcka att din maximala kravkraft är att antingen uppnå ett krav på stigning (sannolikt att komma från föreskrifterna.), för att uppnå ett visst serviceloft eller ett startkrav.

Metoden skulle vara att definiera dina krav på dessa tre villkor. Därefter beräknar du önskat tryck för varje tillstånd. Från önskat tryck kan du använda dina propellerekvationer i "omvänd" för att utarbeta vad den önskade hästkraften kommer att vara. Vilket som helst tillstånd har den högsta önskade hästkraften är det kritiska fallet.

Kom ihåg att naturligt aspirerade motorer förlorar strömmen med ökande höjd. Denna strömavbrott är ungefär hästkraft = sigma * havsnivå hästkraft

där sigma är den relativa densiteten av luft

så om du behöver 20 hk vid 10 000 ft behöver du en motor som kan sätta ut ca 27 hk vid havsnivå.