Формула бреге: Диапазон Бреге Калькулятор | Вычислить Диапазон Бреге

Диапазон Бреге Калькулятор | Вычислить Диапазон Бреге

✖Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению — это количество подъемной силы, создаваемой крылом или транспортным средством, деленное на аэродинамическое сопротивление, которое оно создает при движении по воздуху.ⓘ Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению [LD]			+10% -10%
✖Скорость является векторной величиной (она имеет как величину, так и направление) и представляет собой скорость изменения положения объекта во времени.ⓘ Скорость [v]		Сантиметр в часСантиметр в минутуСантиметр в секундуКосмическая скорость прежде всегоКосмическая скорость СекундаКосмическая скорость третьяСкорость ЗемлиФут в часФут в минутуФут в секундуКилометры / часКилометр в минутуКилометры / секМорской узелУзел (Великобритания)МахаМаха (стандарт СИ)Метр в часМетр в минутуметр в секундумили / часмили / минутумили / секМиллиметр / часМиллиметр в минутуМиллиметр / секМорская миля в деньМорская миля в часСкорость звука в чистой водеСкорость звука в морской воде (20 ° C и 10 метров глубиной)Двор / часДвор / минутуДвор / сек	+10% -10%
✖Начальный вес — это вес самолета в начальной точке полета перед взлетом. ⓘ Начальный вес [wi]		Ассарий (Библейская Roman)Масс-атомная единицаАттограммаЭвердюпуа драмБекан (Библейский иврит)КаратсантиграммДалтонДекаграммДециграммDenarius (Библейская Roman)Didrachma (Библейский греческий)Драхма (Библейский греческий)Масса электрона (Rest)ExagramFemtogramГаммаGerah (Библейский иврит)ГигаграммГигатонназернаграммГектограммЦентнер (Великобритания)Центнер (США)Масса ЮпитераКилограммКилограмм-сила в квадрате в секунду на метркилофунтКилотонна (метрическая)ЛЕПТОН (Библейская Roman)Масса ДейтронаМасса ЗемлиМасса нейтонаМасса протонаМасса СолнцамегаграммМегатоннамикрограммМиллиграммMina (Библейский греческий)Mina (Библейский иврит)масса мюонананограммунцияПеннивейтPetagramпикограммамасса ПланкафунтФунт (Troy или фармацевтическое)ПаундалФунт-сила в квадрате в секунду на футQuadrans (Библейская Roman)Четверть (Великобритания)Четверть (США)Квинтал (метрическая система)Скрупл (аптекарь)Шекель (библейский иврит)тихоходСолнечная массаСтоун (Великобритания)Камень (США)Талант (Библейский греческий)Талант (Библейский иврит)ТераграммаТетрадрахма (Библейский греческий)Тон (анализ) (Великобритания)Тон (анализ) (США)Тон (длинный)Тон (метрической размерности)Тон (короткометражный)Тонна	+10% -10%
✖Окончательный вес — это вес самолета после приземления в конце пункта назначения. ⓘ Окончательный вес [wf]		Ассарий (Библейская Roman)Масс-атомная единицаАттограммаЭвердюпуа драмБекан (Библейский иврит)КаратсантиграммДалтонДекаграммДециграммDenarius (Библейская Roman)Didrachma (Библейский греческий)Драхма (Библейский греческий)Масса электрона (Rest)ExagramFemtogramГаммаGerah (Библейский иврит)ГигаграммГигатонназернаграммГектограммЦентнер (Великобритания)Центнер (США)Масса ЮпитераКилограммКилограмм-сила в квадрате в секунду на метркилофунтКилотонна (метрическая)ЛЕПТОН (Библейская Roman)Масса ДейтронаМасса ЗемлиМасса нейтонаМасса протонаМасса СолнцамегаграммМегатоннамикрограммМиллиграммMina (Библейский греческий)Mina (Библейский иврит)масса мюонананограммунцияПеннивейтPetagramпикограммамасса ПланкафунтФунт (Troy или фармацевтическое)ПаундалФунт-сила в квадрате в секунду на футQuadrans (Библейская Roman)Четверть (Великобритания)Четверть (США)Квинтал (метрическая система)Скрупл (аптекарь)Шекель (библейский иврит)тихоходСолнечная массаСтоун (Великобритания)Камень (США)Талант (Библейский греческий)Талант (Библейский иврит)ТераграммаТетрадрахма (Библейский греческий)Тон (анализ) (Великобритания)Тон (анализ) (США)Тон (длинный)Тон (метрической размерности)Тон (короткометражный)Тонна	+10% -10%
✖Ускорение под действием силы тяжести — это ускорение, полученное объектом под действием гравитационной силы. ⓘ Ускорение силы тяжести [g]		Ускорение свободного падения на ХаумеаУскорение свободного падения на ЮпитерУскорение свободного падения на МарсеУскорение свободного падения на МеркурииУскорение свободного падения на НептунеУскорение свободного падения на ПлутонеУскорение свободного падения на СатурнеУскорение свободного падения на ЛунеУскорение свободного падения на СолнцеУскорение свободного падения на УранеУскорение свободного падения на ВенереУскорение свободного паденияСантиметр / Площадь ВторойДекаметровое / Площадь ВторойДециметровая / Площадь ВторойЛапка / Площадь ВторойгалГалилеоГектометровом / Площадь ВторойДюймы / Площадь ВторойКилометр / час секундаКилометры / Площадь ВторойМетр / квадратный часМетр на квадратную миллисекундуМетр / квадратная минутаметр / Квадрат ВторойМикрометр / Площадь Второймили / Площадь ВторойМиллиметр / квадратная секундаНанометра / Площадь ВторойСекунды от 0 до 100 км/чСекунды от 0 до 100 миль в часСекунды от 0 до 200 км/чСекунды от 0 до 200 миль в часСекунды от 0 до 60 миль в часДвор / Площадь Второй	+10% -10%
✖Удельный расход топлива (TSFC) — это топливная эффективность конструкции двигателя по отношению к выходной тяге. ⓘ Удельный расход топлива [ct]		Грамм / секунда / ньютонКилограмм / час / НьютонКилограмм / секунда / ньютон	+10% -10%

✖Диапазон Breguet — это максимальное расстояние, которое самолет может пролететь между взлетом и посадкой для жидкостного реактивного самолета.ⓘ Диапазон Бреге [R B]

створаАнгстремарпанастрономическая единицаАттометрAU длиныЯчменное зерноМиллиардный светБор РадиусКабель (международный)Кабель (UK)Кабель (США)калибрсантиметрцепьCubit (греческий)Кубит (Длинный)Cubit (Великобритания)ДекаметрДециметрЗемля Расстояние от ЛуныЗемля Расстояние от СолнцаЭкваториальный радиус ЗемлиПолярный радиус ЗемлиРадиус электрона (классическая)флигельЭкзаметрFamnВникатьFemtometerФермиПалец (ткань)ширина пальцаФутFoot (служба США)ФарлонгГигаметрРукаЛадоньгектометрдюймкругозоркилометркилопарсеккилоярдлигаЛига (Статут)Световой годСсылкаМегаметрМегапарсекметрмикродюйммикрометрмикронмилмилиМиля (Роман)Миля (служба США)МиллиметрМиллион светлого годаNail (ткань)нанометрМорская лига (международная)Морская лига ВеликобританииМорская миля (Международный)Морская миля (Великобритания)парсекОкуньпетаметрцицеропикометраПланка ДлинаТочкаполюскварталРидРид (длинный)прутРоман Actusканатныйрусский АрчинSpan (ткань)Солнечный радиусТераметрТвипVara КастелланаVara ConuqueraVara De ФаареяДворЙоктометрЙоттаметрЗептометрЗеттаметр

⎘ копия

👎

Формула

сбросить

👍

Диапазон Бреге Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

ШАГ 1.

Преобразование входов в базовый блок

Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению: 37 —> Конверсия не требуется
Скорость: 60 метр в секунду —> 60 метр в секунду Конверсия не требуется
Начальный вес: 200 Килограмм —> 200 Килограмм Конверсия не требуется
Окончательный вес: 100 Килограмм —> 100 Килограмм Конверсия не требуется
Ускорение силы тяжести: 9.8 метр / Квадрат Второй —> 9.8 метр / Квадрат Второй Конверсия не требуется
Удельный расход топлива: 3 Килограмм / час / Ньютон —> 0.000833333333333333 Килограмм / секунда / ньютон (Проверьте преобразование здесь)

ШАГ 2: Оцените формулу

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

188422.866225683 метр —>188.422866225683 километр (Проверьте преобразование здесь)

< 8 Дальность и выносливость реактивного самолета Калькуляторы

Диапазон Бреге формула

Диапазон Бреге = (Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению*Скорость*ln(Начальный вес/Окончательный вес))/(Ускорение силы тяжести*Удельный расход топлива)
R_B = (LD*v*ln(w_i/w_f))/(g*c_t)

Share

Copied!

ПОЛИГОН Сможет ли модель перелететь через океан? .

Юный техник, 2000 № 01

Недавно в печати промелькнуло сообщение: авиамодель перелетела через Атлантический океан. И никаких подробностей, кроме того, что размах ее крыльев два метра, нам найти не удалось.

Перелет через океан — это минимум 7–8 тысяч км. Неужели на это способна двухметровая игрушка? Впрочем, почему бы и нет? Живая природа показывает нам, что дальность полета от размеров зависит мало. Обычные мухи в эксперименте за шесть суток (!) беспрерывного полета преодолевают 330 км. Известны 800-километровые перелеты крохотных колибри над Мексиканским заливом, тысячекилометровые перелеты птиц.

Дальность всех летунов — и живых, и рукотворных — подчиняется выведенной еще в начале нашего столетия формуле Бреге. Был такой знаменитый французский авиаконструктор, создававший преимущественно бомбардировщики.

Так вот, Бреге разъяснял, что дальность полета пропорциональна аэродинамическому качеству (К). Эта величина показывает, какое расстояние объект может пролететь с отключенным мотором, потеряв при этом лишь один метр высоты.

У птиц К равно 10–12, а у шерстокрылов и летучих мышей 7 — 15. Из творений рук человеческих в этом отношении хуже всех вертолет — 3–4. Поэтому ни один из них не одолел океан. Самолет АНТ-25 имел качество 20, и это позволило в свое время перелететь через Северный полюс в Америку. Во время одного из таких полетов самолет заблудился и едва не попал в Мексику. Пришлось вернуться обратно в заранее договоренную точку посадки на территории США… А теперь отметим, что лучшие авиамодели имеют качество 15–20.

Формула Бреге утверждает также и еще одну очевидную вещь — дальность полета прямо пропорциональна мощности двигателя (N) и обратно пропорциональна расходу топлива (т).

Когда на АНТ-25 в 1937 году поставили дизель Чаромского с расходом топлива 145 г на лошадиную силу в час (что было в два раза меньше, чем у прежнего бензинового мотора), стало ясно: самолет может облететь земной шар по параллели Москвы. Старт назначили на 20 июля 1941 года.

И… началась война.

Межконтинентальная модель с паровым двигателем:

_{1 — парогенератор; 2 — конденсатор; 3 — паровая машина.}

Интуитивно кажется, что если самолет возьмет топлива в два раза больше, то вдвое больше и пролетит. Вот тут формула Бреге нас подправит. Самолет пролетит только на половину больше. Поднимать таким способом дальность полета конструктивно очень трудно.

Для создания межконтинентальной авиамодели формула Бреге важна тем, что она молчит о размерах летательного аппарата. Это означает, что моделям, даже самым маленьким, перелетать океаны не возбраняется. Поскольку аэродинамическое качество моделей достаточно высоко, остается решить вопрос с двигателем.

Авиамодельный двигатель внутреннего сгорания появился в 1908 году и развивался только в направлении снижения веса на единицу мощности. Сегодня мотор в одну лошадиную силу может весить 300 г, но имеет ресурс непрерывной работы не более четырех часов, а расход топлива 1500–2500 граммов в час. С такими данными нечего и думать о межконтинентальных перелетах.

Формула Бреге показывает, что пролететь с ним можно не более 3000 км. Но если учесть, что даже на это понадобится не менее 30 часов, мотор за это время попросту сотрется в порошок!

Значит, надо искать иной двигатель. КПД его где-то в пределах 2–4 %, как во времена Уатта… В то же время степень сжатия авиамодельного двигателя 7—12 (как у обычных моторов) и, казалось бы (согласно теории), позволяет получать КПД в десять раз большие. Загадка?

Попробуем раскрыть ее.

Зная рабочий объем и число оборотов в минуту, можно рассчитать, какое количество воздуха проходит через карбюратор двигателя за час. Далее немного химии, и делается ясно, что его хватает лишь на 10–20 % топлива. Остальное вылетает в выхлопную трубу. Но делается это не зря. Во-первых, оно испаряется и охлаждает стенки цилиндра изнутри. Видимо, охладить стенки двигателя, совершающего от 18 до 30 тысяч оборотов в минуту, обычным способом при помощи ребер или водяной рубашки не удается.

Во вторых, содержимое его цилиндра — это на 80–90 % перегретый пар топлива! Избыток его попросту заливается через карбюратор. Работа на его сжатие не требуется. В итоге работа парогазовой смеси на единицу объема цилиндра получается очень большой. Двигатель становится легче и меньше Но в сущности, он не двигатель внутреннего сгорания, а своеобразная… паровая машина!

Каковы перспективы создания очень легкого, достаточно экономичного двигателя внутреннего сгорания для сверхдальней авиамодели — об этом попросим высказаться специалистов. Мы же позволим себе обсудить с вами совсем уж сумасшедшую идею.

Представим себе модель самолета, у которой 50 % от стартового веса составляет вес топлива и К равно 14. Если поставить на нее паровую машину образца 1935 года с расходом топлива 380 г на л.с.?час (КПД=13 %), то, как утверждает Бреге, она сможет пролететь 6900 км! По степени износа, долговечности ее хватило бы на многократный облет земного шара.

У всех тепловых двигателей по мере уменьшения мощности КПД резко падает. Паровая машина — исключение. Известен советский паровой двигатель с ядерным источником тепла, который при мощности всего 5 ватт имел КПД равный 12 %. Так что в этом отношении нам ничего не грозит. Что касается веса на единицу мощности, то миниатюрная паровая машина Джона Стрингфеллоу, построенная в 1867 году, при мощности более одной л.с. весила с котлом только 6 кг.

Есть основание полагать, что сегодня паровая машина образца 1935 года с параметрами пара 450 градусов Цельсия и давлением 150 атм получится гораздо более легкой.

Современная паровая машина, имеющая экономичность дизеля.

Впрочем, стоит ли гнаться за малым весом? За 70 часов полета на единицу мощности придется сжечь 70 x 0,38 кг = 26,6 кг топлива. По этой цифре можно представить себе стартовый вес и кое-какие размеры предполагаемой модели. Итак, вес 54 кг. Площадь крыла, исходя из нагрузки на единицу площади по нормам ФАИ 120 кг на м², равна 0,45 м². При размахе крыльев два метра получается крыло с хордой (шириной) 225 мм.

Все пропорции и форма модели должны соответствовать аэродинамическим расчетам, чем мы займемся позднее.

Сегодня же изобразим ее, пользуясь только законами красоты. Основное внимание здесь уделено паросиловой установке. Однако сделаем маленький перерыв. Заглянем в историю.

Над применением парового двигателя в авиации задумывались давно. До войны в нашей стране разрабатывался паровой двигатель для самолета У-2. Его полетные испытания прервала война. Но, по словам очевидцев, получился самолет с укороченным взлетом и посадкой, к тому же абсолютно бесшумный в полете. Представьте себе, какой эффект произвели бы на таком самолете наши «ночные ведьмы» из женского авиационного полка.

Над абсолютно бесшумными высотными паровыми бомбардировщиками работали в те годы и немцы. Практически эта работа перешла в разработку дальнего бомбардировщика с паровыми турбинами мощностью 6000 л. с., который мог доставить к Нью-Йорку на недоступной для истребителей скорости и высоте 7 — 15 тонн бомб. Опытный экземпляр паросиловой установки для него был уничтожен при бомбардировке аэродрома.

И, наконец, полюбуйтесь — американский вариант. Взлетный вес его около 1000 т. На борту экипаж в 100 человек и сотни крылатых ракет. Длительность полета более месяца. Ее обеспечивает ядерная паросиловая установка.

Таким образом, идея применения на самолете парового двигателя не нова и всегда воспринималась достаточно серьезно. Не грех ее обсудить и нам с вами.

Для нашей модели нужен тихоходный винт большого диаметра с высоким КПД. Поршневая паровая машина легко разовьет нужную нам скорость вращения. (Турбина такой мощности вращалась бы в сотни раз быстрее, чем нужно, и мы больше половины ее мощности потеряли бы в редукторе.)

Парогенератор выполнен по прямоточной схеме в виде трубчатого змеевика в непроницаемом для тепла керамическом кожухе. Вода в него непрерывно подается с помощью насоса порциями, достаточными только для одного такта двигателя. Общее количество воды в змеевике ничтожно, и взрыв его невозможен. В крайнем случае, если он где-нибудь прогорит, то пар спокойно выйдет через отверстие…

Установка работает по замкнутому циклу.

Отработанный пар охлаждается в конденсаторе и, превратившись в жидкость, направляется в парогенератор. Конденсатор для большого самолета должен иметь значительную поверхность, а следовательно, может создавать большое сопротивление. Поэтому всегда старались монтировать его в крыле, используя его поверхность для охлаждения.

Так поступим и мы. Конденсатор, расположенный в области передней кромки крыла, не должен увеличить общее сопротивление модели. (При некоторых условиях за счет нагревания пограничного слоя оно может даже уменьшиться.)

Теперь обратим ваше внимание еще на одну тонкость. Формула Бреге не учитывает изменения веса самолета в процессе выгорания топлива. А ведь чем меньше его вес, тем меньше нужна и мощность. Поэтому она просчитывает лишь минимальное расстояние, которое может пролететь самолет с данным двигателем. В действительности оно может оказаться значительно больше. Главное — правильно выбрать скорость, угол атаки крыла и заставить двигатель работать с минимально необходимой мощностью.

К концу полета она может оказаться в несколько раз меньше, чем в начале.

Для двигателя внутреннего сгорания это плохо. При нагрузке удельный расход топлива у него растет, а у паровой машины может даже уменьшаться.

И еще. С 1935 года прошло 65 лет. Сегодня известны паровые машины, КПД которых в три раза выше. Летающая модель с таким двигателем могла бы облететь земной шар.

Стоит попробовать!

А. ИЛЬИН

Рисунки автора

Новый подход к стоимости веса (COW)

Автор: Стеф Денувелэр, генеральный директор, Leading Edge

Подписаться

Новый подход к стоимости веса (COW)

Формула ассортимента Бреге, as St. Денувелаэр, генеральный директор Leading Edge, объясняет, что вводит больше факторов для расчета более надежной стоимости веса

«Стоимость веса (COW) является основным параметром для определения связанного с этим воздействия на стоимость, когда вес добавляется или удаляется. полет» (IATA: Руководящие материалы по передовым методам управления топливом и окружающей средой, 4-е издание, октябрь 2009 г.).). Весом может быть топливо, вода, авиационное оборудование, товары беспошлинной торговли, полезная нагрузка и т. д. Все мы знаем историческую ценность стоимости веса, которая составляет от 2,5% до 5% за час полета.

В этом документе будет объяснено, почему эти значения применимы к большинству современных транспортных самолетов, и будет предложена новая методология расчета стоимости веса или штрафа за топливо, как ее также называют.

Чтобы определить стоимость веса, авиакомпаниям необходимо сначала рассчитать весовые коэффициенты… затем…

Общая стоимость веса = изменение веса x коэффициент веса x летные часы.

Стоимость веса: определение.

ИАТА определяет стоимость веса как «дополнительный расход топлива как функцию дополнительного веса».

Сжигание топлива довольно просто; его можно выразить как расход топлива в час (FF/час) или как общий расход топлива за данный полет.

С весом тоже все просто… на первый взгляд: однако есть разные подходы. Инстинктивно мы думаем об увеличении веса как об увеличении взлетного веса. Наличие дополнительной полезной нагрузки в 10 тонн увеличит посадочную массу (как минимум) на 10 тонн. Для перевозки дополнительной полезной нагрузки потребуется дополнительное топливо, которое также имеет вес; поэтому взлетная масса будет увеличена более чем на 10 тонн.

Чтобы правильно рассчитать коэффициенты COW, нам нужно различать два случая: изменение веса при взлете и изменение веса при посадке.

IATA рассчитывает коэффициент COW на основе посадочного веса. Интуитивно, читая определение стоимости веса, можно попытаться определить ее, посмотрев на взаимосвязь между различными (посадочными) весами и соответствующими расходами топлива (в час). Это именно то, что предлагает ИАТА («Руководящие материалы и лучшие практики управления топливом и окружающей средой», 5 ^{-е издание} , октябрь 2011 г., стр. 34). Процедура хорошо описана в документе IATA. Собираются данные о посадочном весе (LW) и расходе топлива в час для каждого флота.

Они разделены на разные временные рамки, так как стоимость коэффициента веса не зависит от времени полета. На Рисунке 1 ниже по горизонтальной оси отложена посадочная масса в кг (x), а по вертикальной оси отложен средний расход топлива в час в кг (y). Линейная линия тренда рассчитывается с учетом ее уравнения и качества соответствия (R2)

Приведенный выше график иллюстрирует процедуру: мы взяли все рейсы A330 авиакомпании: график относится к группе, содержащей рейсы продолжительностью от 330 до 390 минут, т. е. 30 минут в обе стороны от 360 минут или 6 часов. Создается точечная диаграмма, и наклон линейной регрессии является весовым коэффициентом для этой группы; в этом случае 3,30% в час.

Качество подгонки, R2 составляет 74%: справедливое значение, но статистически низкое качество.

При использовании этого метода авиакомпания должна определить разные временные рамки; и каждая скобка приведет к другому весовому коэффициенту.

Методика проста. Есть, однако, некоторые недостатки:

• Разные группы приведут к разным весовым коэффициентам, т. е. группа 60 минут вокруг 6 часов, скорее всего, даст другой весовой коэффициент, чем группа 30 минут вокруг 6 часов. Какой у вас коэффициент веса для 6-часового полета?
• Если авиакомпания планирует полет продолжительностью 8 часов, и фактические данные для этой группы отсутствуют, невозможно оценить весовой коэффициент.
• Статистически процедура среднего качества; качество подгонки обычно составляет около 80%.
• Методика основана на посадочной массе и не позволяет рассчитывать стоимость увеличенной взлетной массы. Добавление 4000 кг дополнительного топлива будет иметь другой эффект, чем увеличение ZFW (нулевой вес топлива) в последнюю минуту на ту же величину.

По вышеуказанным причинам мы решили попробовать новый подход; начиная с математики.

Изменение одного параметра в функции другого — понятие, описываемое в математике как «производная». Мы искали частную производную (ð) израсходованного топлива в зависимости от взлетного веса (TOW) или посадочного веса (LW).

Чтобы иметь возможность рассчитать (1) или (2), нам нужно найти производную функцию, которая выражает расход топлива на рейс как функцию TOW или LW.

Breguet Range Formula

Стоимость веса в основном является мерой (топливной) эффективности самолета или авиакомпании. «Насколько хорошо мы транспортируем определенное количество полезной нагрузки на заданное расстояние?» Уравнение запаса хода Бреге обеспечивает взаимосвязь между запасом хода, аэродинамической эффективностью, эффективностью движения и массой. В установившемся режиме (например, в крейсерском режиме) большинство параметров постоянны, и формулу можно использовать для наших целей.

, где…

V = скорость

G = ускорение гравитации

TSFC = Удельный потребление топлива. Wf =   окончательный вес

NB. Проверьте единицы измерения и размеры!

В установившихся условиях формула может быть записана как:

Это теория.

Распространение этой формулы на реальные полеты от вылета до пункта назначения вызовет некоторый шум (большее рассеивание), поскольку условия не являются устойчивыми. Однако статистический анализ и регрессия по-прежнему дают очень хорошие результаты.

Регрессия по наблюдаемым данным полета

Регрессия выполняется по реальным данным от взлета до посадки. Wi (начальный вес) становится взлетным весом, а Wf (конечный вес) становится посадочным весом.

Рис. 2 Ниже представлен точечный график реальных полетных данных по рейсам А330-200:

Линейная зависимость очевидна; регрессия очень хорошо подходит, будучи выше 98%.

Пересечение Y не равно нулю, это ожидаемый шум, так как данные также охватывают набор высоты и снижение/заход на посадку. Мы можем заметить, что существует линейная зависимость между временем полета и ln (TOW/LW).

Теория Breguet указывает, что отношения должны быть:

Заключение

Мы предлагаем новое значение. Аргументом является то, что метод статистически более надежен и позволяет рассчитать коэффициенты COW для всех времен полета за один раз. Кроме того, больше нет необходимости в множественных регрессиях, требуемых методом IATA (по одной для каждого временного интервала).

Мы считаем этот метод более точным и практичным для анализа стоимости взвешивания. Мы также предлагаем использовать два разных коэффициента COW, один из которых отражает изменение TOW, а другой основан на изменении LW.

Коэффициент COW (TOW) следует использовать в тех случаях, когда происходит смена перевозимого топлива: дополнительная заправка топливом, заправка, уменьшение запасов.

Коэффициент COW (LW) следует использовать для изменения веса в ZFW: дополнительная полезная нагрузка, уменьшенное количество воды, уменьшенное питание, проекты сокращения ZFW самолетов.

Регрессия фактических данных позволит авиакомпании оценить расход топлива для каждой комбинации расстояния и веса для каждого парка. Таким образом, его можно использовать для оценки бюджета топлива для запланированных полетов со статистически хорошей точностью.

Примечание

Факторы COW всегда рассчитывались на основе времени; они выражаются как функция времени полета. Новый подход позволяет рассчитывать COW как функцию расстояния, используя RFAC. С точки зрения общей топливной экономичности это имеет больше смысла: 99% авиакомпаний и пассажиров хотят лететь из пункта А в пункт Б, они не заинтересованы в том, чтобы находиться в воздухе определенное время — исключение составляют операторы и пассажиры экскурсионных полетов над Гранд-Каньоном — 1%.

Использование расстояния в качестве эталона включает маршрут и эффективность управления воздушным движением (УВД) в уравнении: действительно, расстояние может быть расстоянием по дуге большого круга между отправлением и пунктом назначения, запланированным расстоянием по маршруту или фактически пройденными милями. Таким образом, следует проявлять большую осторожность, когда выводы о COW делаются на основе различных параметров.

Aviaso, компания-разработчик авиационного программного обеспечения, базирующаяся в Цюрихе, первой применила новый подход в своем мощном инструменте для повышения эффективности использования топлива. Инструмент поддерживает программу топливной эффективности Ecoflight, совместное предприятие Pratt & Whitney и Flight Sciences International

Глоссарий терминов, символов и сокращений, используемых в этой статье функция с несколькими переменными

g:       ускорение свободного падения

L/D: соотношение подъема по перетаскиванию

LN: Natural Logarithm

LW: Вес посадки

N: Newton — Блок Force

RFAC: Диапазон

SI: System International

TFAC: Фактор времени

TOW: взлетный вес

TSFC: тяга Удельный расход топлива

V:      скорость

Wi:     начальный вес

Wf:     конечный вес0001

20 апреля 2020 г. 27 октября 2020 г.

Утверждений о дальности крылатой ракеты предостаточно, и часто они используются неправильно. Таким образом, в этом посте делается попытка реконструировать французскую крылатую ракету морского базирования MdCN и ее аналог воздушного базирования Scalp, используя тот факт, что у них много общего.

MdCN ведет огонь Истребитель Rafale с двумя Scalp

Во-первых, давайте посмотрим на уравнение дальности Бреге со страницы полезных уравнений:

Оно говорит нам, что дальность R зависит от V скорости самолета, коэффициент лобового сопротивления, Isp — удельный импульс его двигателей (т. е. обратное значение удельного расхода топлива, сколько топлива он сжигает в секунду для создания 1 единицы тяги), Wi — масса на взлете и Wf — масса на посадке (или при попадании на максимальную дальность в случае крылатой ракеты).

Теперь то, что мы публично знаем для ракет кожи головы и MDCN,

3111114114141414141414141414141414141141414141414.444 241111114111114

	R (KM)	M_WARHEAD (кг)	M_FEUL (KG)
M_FEUL (KG)
M_FEUL (кг)
м. L/D	Isp (s)
Скальп	400	450	?	?	1300	?	?	~3500 для TR60-30 в неизвестных условиях
MdCN	1000	250	?	?	1400	?	?	~3000 для TR50 в неизвестных условиях

Много неизвестного, да и документация производителя двигателя не слишком точна по расходу топлива. Однако, поскольку MdCN представляет собой усовершенствованную версию Scalp с большей дальностью действия и, следовательно, боеголовкой меньшего размера, можно сделать следующие предположения:

• Isp примерно одинакова между двумя ракетами
• V и L/D, так как у них схожие аэродинамические формулы. MdCN использует немного менее мощный TR50, поэтому он может работать немного медленнее, мы проигнорируем это.
• Конструкции, электроника и все прочее, кроме боеголовки и топливного бака, также, вероятно, очень похожи, поэтому мы будем считать, что M_rest одинаков для обеих версий.

Тогда у нас есть

, и мы можем упростить V, Isp и L/D, которые предполагаются идентичными между MdCN и Scalp 9.0005

Используя ln(1/x)=-ln(x), мы получаем

и так как конечный вес равен весу боеголовки и конструкции без топлива

Теперь есть только одна вещь, которую мы не учитываем известно в этом уравнении, это M_rest. Используя массу в кг и дальность в км, мы имеем

Которые мы можем решить численно, что дает M_ост = 630кг

Таким образом мы можем заполнить таблицу в начале кг) M_fuel (kg) M_rest (kg) M_init (kg) M_final (kg) ln(M_init/M_final) Isp (s) Scalp 400 450 220 630 1300 1080 0. 19 ~3500 MdCN 1000 250 520 630 1400 880 0.46 ~3000

Теперь мы можем оценить L/D, так как у нас есть все

, что дает, предполагая, что V=0,8 Маха=270 м/с, L/D=2,7 для MdCN и 2,2 для Скальпа. Это удивительно мало.

Одно из объяснений может заключаться в том, что удельный расход топлива, указанный Safran, представляет собой расход топлива на стенде при нулевой воздушной скорости, а расход значительно увеличивается при рабочих скоростях полета. Например, двигатель «Томагавка» увеличил Isp с примерно 5600 с при нулевой воздушной скорости на уровне моря до всего 3600 с Isp при скорости 0,7 Маха на уровне моря. Это коэффициент 1,55. Применение того же коэффициента к двигателям Safran даст Isp 2250 для TR60-30 и 19.00s для TR-50. Это было бы довольно плохой производительностью, но повторное введение этого значения в вычисление L/D дает 4,2 для MdCN и 3,4 для Scalp, что мне кажется более реалистичным. Для сравнения, коммерческий авиалайнер с той же конфигурацией трубы и корпуса, что и у этих крылатых ракет, имеет L/D около 15. Правда, с другим набором крыльев. Крылья ракет должны быть складными, поэтому их форма может быть не оптимальной с точки зрения аэродинамики.

Интересно, что Isp двигателя Tomahawk не слишком сильно зависит от высоты, всего 5% вариации между 0 и 15 000 футов, вероятно, потому, что он спроектирован для работы на нулевой высоте с очень небольшим байпасом.

Получение массы ракет позволяет немного поконструировать ракету из конструктора Lego. Например, что произойдет, если мы возьмем MdCN и заменим большую часть боеголовки топливом? Именно это и сделано в ядерном варианте обычных крылатых ракет, поскольку ядерный блок должен быть значительно легче обычного. При замене 200 кг полезной нагрузки топливом MdCN достигает сухой массы 680 кг, поэтому ln(M_init/M_final) составляет 0,72. Это дает дальность 1600 км (на самом деле увеличение на 60%, независимо от точных значений L/D, Isp и V, так что это довольно надежный результат).