Vår du bestämma klättraffet för olika flyghastigheter?

Översikt över flygplanets prestanda fungerar alla på samma sätt. Tyvärr ger den enbart klättringshastigheten vid 85 knop angivna airspeed (KIAS).

För att hitta stighastigheten vid olika hastigheter behöver du mer kunskap om flygplanet. Då kan du tillämpa en enkel approximation efter denna procedur .

Diagrammet berättar inte var på polar flygplanet är. Kommer det att klättra bättre när man flyger snabbare eller inte? Det här är omöjligt att berätta. Eftersom du bara har en hastighet och en effektinställning, men en mängd massor, kommer flygplanet inte att vara i sin optimala stigningsinställning för de flesta punkter. Vi kan ta ett antagande och förklara referensmassan på 1700 kg som den punkt där de angivna förhållandena är optimala. Men då skulle jag behöva åtminstone nollhissdragen och bildförhållandet för att göra ytterligare antaganden.

Från det föregående svaret tar vi klättringshastighetsekvationen $$ v_z = \ frac {v} {C} \ cdot sin \ gamma = \ frac {v} {C} \ cdot \ frac {TD} {m \ cdot g} $$ och ställ in korrigeringsfaktorn C = 1 för nu. Det resulterande felet är litet vid låga hastigheter. Nu behöver vi dra och trycka.

Första drag: Dragkoefficienten $ c_D $ är ungefär $$ c_D = c_ {D0} + \ frac {c_L ^ 2} {\ pi \ cdot AR \ cdot \ epsilon} $$ med det kända bildförhållandet $ AR $ och en antagen Oswald faktor $ \ epsilon $ på 0,85. För att komma hit härifrån måste vi multiplicera detta med det dynamiska trycket $ q = ½ \ rho \ cdot v ^ 2 $ och referensområdet $ S $: $ D = ½ \ rho \ cdot v ^ 2 \ cdot s \ cdot c_ {D0} + \ frac {(1700 \ cdot g) ^ 2} {½ \ rho \ cdot v ^ 2 \ cdot s \ cdot \ pi \ cdot AR \ cdot \ epsilon} = ½ \ rho \ cdot v ^ 2 \ cdot s \ cdot c_ {D0} + \ frac {(1700 \ cdot g) ^ 2} {½ \ rho \ cdot v ^ 2 \ cdot \ pi \ cdot b ^ 2 \ cdot \ epsilon} $$ när vi ersätter $ AR = b ^ 2 / S $ med $ b $ spänningen i ditt flygplan. Som jag sa tidigare, inducerad dra beror på span, inte på bildförhållande .

Nu för drivkraft. I ett propellflygplan är kraften konstant och kraften är omvänd med flyghastighet. Inte angivet, men sann luftfart, så vi måste vara försiktiga. På havsnivån är båda lika, och då är tryckpunkten rätt: $$ T = \ left (½ \ rho \ cdot v_ {ref} ^ 2 \ cdot S \ cdot c_ {D0} + \ frac {(1700 \ cdot g) ^ 2} {½ \ rho \ cdot v_ {ref} ^ 2 \ cdot \ pi \ cdot b ^ 2 \ cdot \ epsilon} + \ frac {5.5} {v_ {ref}} \ cdot1700 \ cdot g \ right) \ cdot \ frac {V_ {ref}} {v} $$

med $ v_ {ref} $ = 43.7278 m / s, vilket är 85 kts i sane enheter. De två första termerna i konsolen ser bekanta ut: De är dragbidraget. Den tredje termen står för stigningshastigheten på 5,5 m / s vid referenspunkten i havsnivåhöjd, så detta står för förändringen av potentiell energi. Om du behöver tryckkraften vid högre höjder korrigerar du $ v_ {ref} $ med kvadratroten av densitetsförhållandet.

Om dessa ekvationer ser skrämmande ut, fortsätt lösa för stigningshastigheten: $ v_z = \ frac {v} {C} \ cdot \ frac {\ left (D + \ frac {v_ {z_ {ref}}} {v_ {ref}} \ cdot m \ cdot g \ right) \ cdot \ frac {v_ {ref}} {v} - D} {m \ cdot g} $$ $ v_z = \ frac {1} {C} \ cdot \ left (\ frac {D \ cdot \ left (v_ {ref} -v \ right)} {m \ cdot g} + v_ {z_ {ref}} \ höger) $$