Velivolo Canadair CL-415 Link http://it.wikipedia.org/wiki

Velivolo
Dati profilo alare
profilo alare
coefficienti aerodinamici del profilo
Q
S
b
NACA 2421
α
-8
-4
0
4
8
10
12
14
16
18
20
190000
101.35
28.63
0.15
0.08
0.08
7.17
1.05
45.67
Cp
-0.60
-0.20
0.20
0.60
0.95
1.10
1.20
1.22
1.20
1.15
1.10
N
m2
m
m2
m2
m2
Cr
0.0100
0.0080
0.0077
0.0085
0.0120
0.0152
0.0200
0.0300
0.0500
0.0700
0.0800
0.08
1.50
0.07
1.00
0.06
0.05
0.50
Cr
Dati velivolo
peso
superficie alare
apertura alare
Cr fusoliera
Cr gondole motrici
Cr impennaggi
superficie frontale fusoliera
superficie frontale di una gondola motrice
superficie impennaggi di coda
http://it.wikipedia.org/wiki/Canadair_CL-415
http://en.wikipedia.org/wiki/Bombardier_415
http://www.youtube.com/watch?v=fV0MPfI9F8k
http://www.bombardier.com/en/aerospace/products/amphibious-aircraft/about-us?docID=0901260d80018aa7
cp
Canadair CL-415
Link
Link
Link
Link
0.00
0.04
0.03
0.02
-0.50
0.01
-1.00
-10
0
10
alfa [gradi]
20
30
0.00
-1.00
0.00
1.00
Cp
2.00
Allungamento alare
allungamento geometrico
fattore correttivo di Oswald
allungamento equivalente
λ = b^2/S
u
λe = λ*u
8.088
0.968
7.83
Ala finita
α_i
Cr_i
α_a
Cp_a
Cr_a
= Cp_p / πλe
= Cp_p^2 / πλe
= α_e + α_i
= Cp_p
= Cr_p + Cr_i
α_e
coefficienti profilo
Cp_p
Cr_p
-8
-0.60
0.0100
-4
-0.20
0.0080
0
0.20
0.0077
4
0.60
0.0085
8
0.95
0.0120
10
1.10
0.0152
12
1.20
0.0200
14
1.22
0.0300
16
1.20
0.0500
18
1.15
0.0700
20
1.10
0.0800
Cr_i
0.0146
0.0016
0.0016
0.0146
0.0367
0.0492
0.0585
0.0605
0.0585
0.0538
0.0492
α_i
-1.398
-0.466
0.466
1.398
2.213
2.563
2.796
2.842
2.796
2.679
2.563
1.50
coefficienti ala finita
α_a
Cp_a
Cr_a
-9.398
-0.60
0.0246
-4.466
-0.20
0.0096
0.466
0.20
0.0093
5.398
0.60
0.0231
10.213
0.95
0.0487
12.563
1.10
0.0644
14.796
1.20
0.0785
16.842
1.22
0.0905
18.796
1.20
0.1085
20.679
1.15
0.1238
22.563
1.10
0.1292
0.14
0.12
1.00
Cr_p
0.10
Cr_a
0.50
0.08
Cr
Cp
incidenza indotta
coefficiente resistenza indotta
incidenza ala
coefficiente portanza ala
coefficiente resistenza ala
0.06
0.00
0.04
-0.50
Cp_p
0.02
Cp_a
-1.00
-20
-10
0
10
α
20
30
0.00
-1.00
-0.50
0.00
0.50
Cp
1.00
1.50
Crx
0.15
0.08
0.08
contributo totale coefficiente resistenza
incidenza velivolo
coefficiente portanza velivolo
coefficiente resistenza velivolo
Sx
7.17
2.10
45.67
Crx * Sx / S
0.0106
0.0017
0.0360
Delta_Cr
α = α_a
Cp = Cp_a
Cr = Cr_a + Delta_Cr
0.0483
α
coefficienti velivolo
Cp
Cr
-9.4
-0.60
0.0730
-4.5
-0.20
0.0579
0.5
0.20
0.0576
5.4
0.60
0.0715
10.2
0.95
0.0970
12.6
1.10
0.1127
14.8
1.20
0.1269
16.8
1.22
0.1388
18.8
1.20
0.1569
20.7
1.15
0.1721
22.6
1.10
0.1775
0.20
0.18
Cr_p
0.16
Cr_a
0.14
Cr
0.12
Cr
Velivolo completo
Cr fusoliera pesato
Cr 2 gondole motrici pesato
Cr impennaggi pesato
0.10
0.08
0.06
0.04
0.02
0.00
-1.00
-0.50
0.00
0.50
Cp
1.00
1.50
Polare analitica del velivolo completo
Può essere utile per certi calcoli
Cr = Cr0 + Cp^2 / πλ*
Cr
0.0730
0.0579
0.0576
0.0715
0.0970
0.1127
0.1269
0.1388
0.1569
0.1721
0.1775
0.20
0.20
0.18
0.18
0.16
0.16
0.14
0.14
Con linea di tendenza su 4 punti
Cr
Lineare (Cr)
Cr
punti usati
per il calcolo
della linea
di tendenza
coefficienti velivolo
Cp
Cp^2
-9.4
-0.60
0.360
-4.5
-0.20
0.040
0.5
0.20
0.040
5.4
0.60
0.360
10.2
0.95
0.903
12.6
1.10
1.210
14.8
1.20
1.440
16.8
1.22
1.488
18.8
1.20
1.440
20.7
1.15
1.323
22.6
1.10
1.210
Cr
α
0.12
0.12
0.10
0.10
0.08
0.08
0.06
0.06
y = 0.0471x + 0.0551
verifica numerica
coefficiente a
coefficiente b
Cr0
λ*
Cp
-0.60
-0.20
0.20
0.60
0.95
1.10
1.20
1.22
1.20
1.15
1.10
0.0551 = Cr0
0.0471 = 1 / πλ*
0.0551
6.76
Cr
a + b*Cp^2
0.0730
0.0721
0.0579
0.0570
0.0576
0.0570
0.0715
0.0721
0.0970
0.0976
0.1127
0.1121
0.1269
0.1229
0.1388
0.1252
0.1569
0.1229
0.1721
0.1174
0.1775
0.1121
0.04
0.00
0.50
1.00
1.50
0.04
0.00
2.00
0.20
0.18
Cr
0.16
0.14
a + b*Cp^2
0.12
0.10
0.08
0.06
0.04
0.02
0.00
-1.00
-0.50
0.00
0.50
Cp
0.50
1.00
Cp^2
Cp^2
Cr
Cr = a + b*Cp^2
1.00
1.50
1.50
2.00
Procedimento di calcolo curva R-V in volo orizzontale rettilineo uniforme
Per ogni valore di coefficiente di portanza
CP
dall'equilibrio in direzione verticale
1
ρV 2 S C P = Q
2
si ricava la velocità di volo
V =
2Q / S
ρCP
Per lo stesso valore di coefficiente di portanza,
dalla polare si ricava il coefficiente di resistenza
CR
e si calcola quindi la resistenza
R=
1
ρV 2 S C R
2
E=
CP
P
=
CR
R
R=
Q
E
Alternativamente, considerando l'efficienza
si calcola la resistenza come
Dati ambiente
densità aria a quota 0
rho0
=
(per l'equilibrio)
Q
R
1.225 kg/m3
Calcolo curva R-V a quota zero
Cp
1.10
1.15
1.20
1.22
1.20
1.10
0.95
0.60
0.50
0.40
0.30
0.20
0.10
V
52.75
51.59
50.50
50.09
50.50
52.75
56.76
71.42
78.24
87.47
101.01
123.71
174.95
Cr
0.1775
0.1721
0.1569
0.1388
0.1269
0.1127
0.0970
0.0715
0.0669
0.0626
0.0593
0.0570
0.0556
R
30662
28432
24837
21622
20087
19469
19403
22628
25413
29752
37581
54135
105585
E
6.1966
6.6825
7.6498
8.7874
9.4587
9.7590
9.7925
8.3968
7.4766
6.3861
5.0557
3.5098
1.7995
↑
1
R = ρV 2 S CR
2
R
30662
28432
24837
21622
20087
19469
19403
22628
25413
29752
37581
54135
105585
↑
Q
R=
E
80000
Curva R-V a quota 0
70000
60000
50000
R (N)
Cr dalla polare
Cr dalla polare
Cr dalla polare
Cr dalla polare
Cr dalla polare
Cr dalla polare
Cr dalla polare
Cr dalla polare
Cr dalla polare analitica
Cr dalla polare analitica
Cr dalla polare analitica
Cr dalla polare analitica
Cr dalla polare analitica
40000
30000
20000
10000
0
0
20
40
60
80
V (m/s)
100
120
140
Densità aria in quota
Formula della variazione di densità
in funzione della quota
in Aria Tipo (Troposfera)
δ =
ρ
ρ0
T 
= 
 T0 
 g 
− +1
 aR 
 288.16 K − 0.0065 K/m ⋅ z 
=

288.16 K


= (1 − 2.2557 ⋅10−5 m −1 ⋅ z )
4.257


9.81m/s 2
−
+1
−
0.0065K/m
⋅
287.05Nm/
kg
K
(
)


Calcolo curva R-V in quota
Considerando un volo in quota,
ed un volo a quota zero,
allo stesso assetto, si ottiene che
⇒
P = P0 = Q
0m
1.0000
V0
R0
52.75
30662
51.59
28432
50.50
24837
50.09
21622
50.50
20087
52.75
19469
56.76
19403
71.42
22628
78.24
25413
87.47
29752
101.01
37581
123.71
54135
174.95
105585
2000 m
0.8238
V2000
R2000
58.12
30662
56.84
28432
55.64
24837
55.19
21622
55.64
20087
58.12
19469
62.54
19403
78.69
22628
86.20
25413
96.38
29752
111.29
37581
136.30
54135
192.75
105585
2
0
⇒
4000 m
0.6724
V4000
R4000
64.33
30662
62.92
28432
61.59
24837
61.08
21622
61.59
20087
64.33
19469
69.22
19403
87.10
22628
95.42
25413
106.68
29752
123.18
37581
150.87
54135
213.36
105585
 R = R0

V0
ρ0

V = V0 ρ =
δ

6000 m
0.5432
V6000
R6000
71.57
30662
70.00
28432
68.52
24837
67.96
21622
68.52
20087
71.57
19469
77.01
19403
96.90
22628
106.15
25413
118.68
29752
137.04
37581
167.84
54135
237.36
105585
8000 m
0.4340
V8000
R8000
80.07
30662
78.31
28432
76.66
24837
76.03
21622
76.66
20087
80.07
19469
86.16
19403
108.42
22628
118.76
25413
132.78
29752
153.32
37581
187.78
54135
265.56
105585
10000 m
0.3424
V10000
R10000
90.15
30662
88.16
28432
86.31
24837
85.60
21622
86.31
20087
90.15
19469
97.00
19403
122.06
22628
133.71
25413
149.49
29752
172.62
37581
211.41
54135
298.98
105585
120000
Curve R-V
100000
80000
R (N)
z=
δ=
ρV = ρ0V
2
60000
R0
R2000
40000
R4000
R6000
R8000
20000
R10000
0
0
50
100
150
V (m/s)
200
250
300
.
Calcolo curva Wn-V a quota zero e in quota
Wn = R ⋅ V
La potenza necessaria è
z=
0m
V0
W0
52.75
1617.4
51.59
1466.8
50.50
1254.4
50.09
1083.0
50.50
1014.5
52.75
1027.0
56.76
1101.3
71.42
1616.1
78.24
1988.3
87.47
2602.6
101.01
3796.0
123.71
6696.9
174.95 18472.0
NB - Le potenze sono in kW
2000 m
V2000
W 2000
58.12
1782.0
56.84
1616.1
55.64
1382.0
55.19
1193.2
55.64
1117.7
58.12
1131.5
62.54
1213.4
78.69
1780.6
86.20
2190.6
96.38
2867.4
111.29
4182.3
136.30
7378.5
192.75 20352.0
4000 m
V4000
W 4000
64.33
1972.5
62.92
1788.8
61.59
1529.7
61.08
1320.7
61.59
1237.2
64.33
1252.4
69.22
1343.1
87.10
1970.9
95.42
2424.8
106.68
3173.9
123.18
4629.3
150.87
8167.1
213.36 22527.2
6000 m
V6000
W 6000
71.57
2194.4
70.00
1990.1
68.52
1701.9
67.96
1469.4
68.52
1376.4
71.57
1393.4
77.01
1494.2
96.90
2192.7
106.15
2697.6
118.68
3531.1
137.04
5150.2
167.84
9086.1
237.36 25062.1
8000 m
V8000
W 8000
80.07
2455.1
78.31
2226.6
76.66
1904.1
76.03
1643.9
76.66
1539.9
80.07
1558.9
86.16
1671.7
108.42
2453.2
118.76
3018.1
132.78
3950.6
153.32
5762.1
187.78 10165.6
265.56 28039.6
10000
Potenze Necessarie
9000
8000
W0
7000
W2000
W4000
W (kW)
6000
W6000
5000
W8000
4000
W10000
3000
2000
1000
0
0
20
40
60
80
100
V (m/s)
120
140
160
180
200
10000 m
V10000
W 10000
90.15
2764.0
88.16
2506.7
86.31
2143.7
85.60
1850.8
86.31
1733.7
90.15
1755.0
97.00
1882.1
122.06
2761.9
133.71
3397.8
149.49
4447.6
172.62
6487.1
211.41 11444.6
298.98 31567.6
Potenza erogata dal motore e potenza disponibile
Dati propulsori
2 propulsori turboelica
potenza singolo motore a quota 0
La potenza erogata dal motore diminuisce
all'aumentare della quota.
In prima approssimazione, si può ritenere che
diminuisca con la quota come la densità:
Wm0 1,700,000 W
Wm = Wm0
=
1700 kW
ρ
= Wm0 δ
ρ0
Elica
η
Il rendimento dell'elica
è funzione della velocità:
1
La potenza erogata dal motore
non dipende dalla velocità di volo
V
η
Con eliche a passo variabile,
la curva del rendimento
risulta appiattita:
1
V
rendimento max elica (approx)
eta
0.84
Potenza disponibile
Wd = η Wm
W
Wm
La potenza disponibile
dipende dalla velocità
come
(cioè con la stessa legge con cui)
ne dipende il rendimento dell'elica:
Wd
V
W
Con eliche a passo variabile,
si può assumere,
in prima approssimazione,
che la potenza disponibile
possa essere ritenuta costante
in un ampio intervallo di velocità di volo:
Wm
Wd
10000
V
9000
8000
Potenza Disponibile
7000
Calcolo potenza disponibile al variare della quota
z [m] =
δ=
Wm [kW] = Wm0 * δ =
Wd [kW] = 2 * Wm * eta =
0
1.0000
1700.0
2856.0
2000
0.8238
1400.4
2352.7
4000
0.6724
1143.0
1920.3
6000
0.5432
923.5
1551.5
8000
0.4340
737.8
1239.5
10000
0.3424
582.1
977.9
z [m]
6000
5000
4000
3000
2000
1000
0
0
500
1000
1500
Wd [kW]
2000
2500
3000
Confronto curve Wn-V e Wd-V a quota zero e in quota
0m
V0
Wn0
52.75
1617.4
51.59
1466.8
50.50
1254.4
50.09
1083.0
50.50
1014.5
52.75
1027.0
56.76
1101.3
71.42
1616.1
78.24
1988.3
87.47
2602.6
101.01
3796.0
123.71
6696.9
174.95 18472.0
Wd0
2856.0
2856.0
2856.0
2856.0
2856.0
2856.0
2856.0
2856.0
2856.0
2856.0
2856.0
2856.0
2856.0
2000 m
V2000
Wn2000
58.12
1782.0
56.84
1616.1
55.64
1382.0
55.19
1193.2
55.64
1117.7
58.12
1131.5
62.54
1213.4
78.69
1780.6
86.20
2190.6
96.38
2867.4
111.29
4182.3
136.30
7378.5
192.75 20352.0
Wd2000
2352.7
2352.7
2352.7
2352.7
2352.7
2352.7
2352.7
2352.7
2352.7
2352.7
2352.7
2352.7
2352.7
4000 m
V4000
Wn4000
64.33
1972.5
62.92
1788.8
61.59
1529.7
61.08
1320.7
61.59
1237.2
64.33
1252.4
69.22
1343.1
87.10
1970.9
95.42
2424.8
106.68
3173.9
123.18
4629.3
150.87
8167.1
213.36 22527.2
Wd4000
1920.3
1920.3
1920.3
1920.3
1920.3
1920.3
1920.3
1920.3
1920.3
1920.3
1920.3
1920.3
1920.3
6000 m
V6000
Wn6000
71.57
2194.4
70.00
1990.1
68.52
1701.9
67.96
1469.4
68.52
1376.4
71.57
1393.4
77.01
1494.2
96.90
2192.7
106.15
2697.6
118.68
3531.1
137.04
5150.2
167.84
9086.1
237.36 25062.1
Wd6000
1551.5
1551.5
1551.5
1551.5
1551.5
1551.5
1551.5
1551.5
1551.5
1551.5
1551.5
1551.5
1551.5
5000
Potenze necessaria e disponibile
4500
4000
3500
W (kW)
3000
2500
2000
1500
Wn0
Wd0
Wn2000
Wd2000
Wn4000
Wd4000
Wn6000
Wd6000
Wn8000
Wd8000
Wn10000
Wd10000
1000
500
0
0
10
20
30
40
50
60
70
V (m/s)
80
90
100
110
120
130
140
8000 m
V8000
Wn8000
80.07
2455.1
78.31
2226.6
76.66
1904.1
76.03
1643.9
76.66
1539.9
80.07
1558.9
86.16
1671.7
108.42
2453.2
118.76
3018.1
132.78
3950.6
153.32
5762.1
187.78 10165.6
265.56 28039.6
Wd8000
1239.5
1239.5
1239.5
1239.5
1239.5
1239.5
1239.5
1239.5
1239.5
1239.5
1239.5
1239.5
1239.5
10000 m
V10000
Wn10000
90.15
2764.0
88.16
2506.7
86.31
2143.7
85.60
1850.8
86.31
1733.7
90.15
1755.0
97.00
1882.1
122.06
2761.9
133.71
3397.8
149.49
4447.6
172.62
6487.1
211.41 11444.6
298.98 31567.6
Wd10000
977.9
977.9
977.9
977.9
977.9
977.9
977.9
977.9
977.9
977.9
977.9
977.9
977.9
Diagramma interattivo
0
200
400
600
800
1000
1200
1400
1600
1800
2000
2200
2400
2600
2800
3000
3200
3400
3600
3800
4000
4200
4400
4600
4800
5000
5200
5400
5600
5800
6000
6200
6400
6600
6800
7000
7200
7400
7600
7800
8000
cursore
0
(selezionarlo, pinzarlo col mouse e e trascinarlo lungo la scala verticale delle quote)
δ=
Wm [kW] = Wm0 * δ =
Wd [kW] = 2 * Wm * eta =
V
Wn
52.75 1617.39
51.59 1466.81
50.50 1254.37
50.09 1082.99
50.50 1014.48
52.75 1026.98
56.76 1101.32
71.42 1616.13
78.24 1988.26
87.47 2602.55
101.01 3795.98
123.71 6696.89
174.95 18471.99
1.0000
1700.00
2856.00
Wd
2856.00
2856.00
2856.00
2856.00
2856.00
2856.00
2856.00
2856.00
2856.00
2856.00
2856.00
2856.00
2856.00
4000
Potenze necessaria e disponibile
3500
3000
2500
W (kW)
z [m]
2000
1500
1000
Wn
500
Wd
0
0
10
20
30
40
50
60
V (m/s)
70
80
90
100
110
120
Quota di tangenza
Individuare la quota di tangenza
usando il diagramma interattivo
risultato:
Z_tangenza =
6800 m
Calcolo velocita' minima e massima a quota zero e in quota
Coefficiente di portanza massimo
Carico alare
velocità minima di sostentamento:
Cpmax
Q/S
Vms =
1.22
1875 N/m2
2Q / S
ρCP max
velocità minima e massima di volo:
Compilare la tabella:
z
0
2000
4000
6000
8000
10000
δ
1.0000
0.8238
0.6724
0.5432
0.4340
0.3424
Vmin-s
50.09
55.19
61.08
67.96
76.03
85.60
Vmin
50.09
55.19
61.08
67.96
-
Vmax
91.00
88.50
85.50
79.00
-
7000
6000
Vmin
5000
Vmax
Inviluppo di volo
4000
3000
2000
1000
0
0
20
40
60
80
100
Volo rettilineo uniforme in salita
P
V
T
R
β
Q
 P = Q cos β




T = R + Q sin β




sin β

⇒ 
V = V sin β
z


T −R
Q
TV − RV
=
Q
=
Wu / V − Wn / V
Q
W − Wn
= u
Q
=
Diagramma interattivo
z [m]
0
200
400
600
800
1000
1200
1400
1600
1800
2000
2200
2400
2600
2800
3000
3200
3400
3600
3800
4000
4200
4400
4600
4800
5000
5200
5400
5600
5800
6000
6200
6400
6600
6800
7000
7200
7400
7600
7800
8000
cursore (selezionarlo, pinzarlo col mouse e trascinarlo lungo la scala verticale delle quote)
0
δ=
Wm [kW] =
Wd [kW] =
1.0000
1700.00
2856.00
V
Wn
52.75 1617.39
51.59 1466.81
50.50 1254.37
50.09 1082.99
50.50 1014.48
52.75 1026.98
56.76 1101.32
71.42 1616.13
78.24 1988.26
87.47 2602.55
101.01 3795.98
123.71 6696.89
174.95 18471.99
Wd
Wd-Wn
2856.00 1238.61
2856.00 1389.19
2856.00 1601.63
2856.00 1773.01
2856.00 1841.52
2856.00 1829.02
2856.00 1754.68
2856.00 1239.87
2856.00
867.74
2856.00
253.45
2856.00
-939.98
2856.00 -3840.89
2856.00 -15615.99
Vz
9.33
9.69
9.63
9.24
6.53
4.57
1.33
-4.95
β
10.74
11.06
10.52
9.36
5.24
3.35
0.87
-2.81
10
Vz
[m/s]
Velocità di salita
9
8
7
6
5
4
3
2
1
0
50
55
60
65
70
V {m/s]
75
80
85
90
Velocità di salita ripida e velocità di salita rapida
Salita ripida quando sin(beta) è massimo
W
Wn
Salita rapida
quando Vz è massimo:
Wd
Max ( Wd - Wn )
V
V di salita rapida
Wd - Wn
Diagramma
dell'eccesso
di potenza:
Max ( Wd - Wn )
Max Wd - Wn
V
V
V di salita rapida
V di salita ripida
Compilare la tabella:
z
0
2000
4000
6000
8000
10000
βmax
V_βmax
11.10
50.30
6.72
55.60
3.36
61.70
0.77
68.60
-
Vzmax V_Vzmax
9.69
50.50
6.50
55.64
3.62
62.00
0.94
69.00
-
Quota di tangenza pratica
Dove la velocità di salita massima è di 0.5 m/s
Individuare la quota di tangenza pratica
usando il diagramma interattivo:
Z_tangenza_pratica =
6400 m
Analisi del consumo in relazione alla condizione di volo
.
Consumo di carburante
= portata di carburante combusto
= massa di carburante combusto per unità di tempo
q=
dm
dt
Consumo specifico
= consumo per unità di potenza erogata dal motore
E' una caratteristica del motore
assunta costante per qualsiasi condizione di volo
c=
q
Wm
Quindi il consumo è proporzionale alla potenza erogata
attraverso il consumo specifico
q = c ⋅ Wm
La potenza erogata in volo orizzontale rettilineo uniforme
è la potenza utile (T⋅V) divisa per il rendimento dell'elica
cioè la potenza necessaria (R×V) divisa per il rendimento dell'elica
q=
Quindi il consumo diventa
W
W
dm
= c ⋅ Wm = c ⋅ u = c ⋅ n
dt
η
η
Calcolo del tempo e dello spazio impiegato a esaurire una massa di combustibile
Ipotesi:
- si trascura la variazione del peso del velivolo durante il volo
- si considera che la condizione di volo si mantenga invariata nel tempo
- si considera quindi il consumo costante nel tempo
dm
∆t
dt
dm ∆s
=
dt V
∆m = q ⋅ ∆t
= q⋅
∆s = V ⋅ ∆t
=
∆s
V
Calcolo del tempo
Calcolo dello spazio
=
=
∆t
=
∆m
q
=
∆s
=
∆m
q V
=
cWn
η
⋅ ∆t
cWn V
η
η
cWn
∆m
η
cWn V
Autonomia
Condizione di volo per il massimo tempo di volo:
minima potenza necessaria
Condizione di volo per il massimo spazio percorso:
minimo rapporto potenza necessaria / velocità
cioè minima resistenza
autonomia oraria
autonomia chilometrica
∆t
=
∆s
=
η
cWn min
∆m
η
c (Wn V ) min
⋅ ∆s
∆m
∆m
Calcoli
Consumo specifico motore
Massa combustibile
c
m
Quota di volo
z
0.2 (kg/h)/kW
4700 kg
0.2 kg/kWh
0m
Calcolo autonomia oraria
4000
Potenza necessaria a quota zero
3500
3000
W (kW)
2500
2000
Potenza necessaria
minima al volo = 1014.5 kW
1500
1000
Wn
Velocità di massima
autonomia oraria = 50.5 m/s
500
0
0
10
20
30
40
50
60
V (m/s)
Wn_min
V
1014.5 kW
50.5 m/s
Tempo
Percorso
19.46 h
3538 km
70
80
90
100
110
120
Calcolo autonomia chilometrica
4000
Potenza necessaria a quota zero
3500
3000
W (kW)
2500
Punto in cui P/V
è minimo
2000
Potenza necessaria
per volare a massima efficienza = 1050 kW
1500
1000
Wn
Velocità di massima
autonomia kilometrica = 55 m/s
500
0
0
10
20
30
40
50
60
V (m/s)
Wn
V
Tempo
Percorso
Ripetere il calcolo per le diverse quote
.
1050.0 kW
55.0 m/s
18.8 h
3722 km
70
80
90
100
110
120