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Resistencia y alcance máximos frente a velocidad aerodinámica. La condición de resistencia máxima se obtendría en el punto de potencia mínima requerida, ya que esto requeriría el menor flujo de combustible para mantener el avión en vuelo estable y nivelado. La condición de rango máximo ocurriría donde la relación de velocidad a potencia requerida es mayor. La condición de rango máximo se obtiene con la relación máxima elevación / arrastre (L / DMAX)

El alcance total máximo es la distancia máxima que una aeronave puede volar entre el despegue y el aterrizaje , según lo limitado por la capacidad de combustible en las aeronaves con motor , o la velocidad a campo traviesa y las condiciones ambientales en las aeronaves sin motor . El rango puede verse como la velocidad de tierra a campo traviesa multiplicada por el tiempo máximo en el aire. El límite de tiempo de combustible para aviones propulsados ​​está fijado por la carga de combustible y la tasa de consumo. Cuando se consume todo el combustible, los motores se detienen y la aeronave pierde su propulsión.

El alcance del ferry significa el alcance máximo que puede volar la aeronave. Por lo general, esto significa unacargamáxima de combustible , opcionalmente con tanques de combustible adicionales y equipo mínimo. Se refiere al transporte de aeronaves sin pasajeros ni carga. El rango de combate es el rango máximo que la aeronave puede volar cuando transporta municiones . El radio de combate es una medida relacionada basada en la distancia máxima que un avión de combate puede viajar desde su base de operaciones, lograr algún objetivo y regresar a su aeródromo original con reservas mínimas.

Derivación [ editar ]

Para la mayoría de las aeronaves sin motor, el tiempo máximo de vuelo es variable, limitado por las horas de luz disponibles, el diseño (rendimiento) de la aeronave, las condiciones meteorológicas, la energía potencial de la aeronave y la resistencia del piloto. Por lo tanto, la ecuación de alcance solo se puede calcular exactamente para aeronaves con motor. Se derivará tanto para aviones de hélice como para aviones a reacción. Si la masa total de la aeronave en un momento determinado es:

= ,

donde es la masa sin combustible y la masa del combustible (ambas en kg), la tasa de consumo de combustible por unidad de flujo de tiempo (en kg / s) es igual a

.

La tasa de cambio de la masa de la aeronave con la distancia (en metros) es

,

donde es la velocidad (en m / s), de modo que

De ello se deduce que el rango se obtiene a partir de la integral definida a continuación, con y los tiempos de inicio y finalización respectivamente y y las masas inicial y final de la aeronave.

Rango específico [ editar ]

El término , donde es la velocidad y es la tasa de consumo de combustible, se denomina rango específico (= rango por unidad de masa de combustible; unidades SI: m / kg). El alcance específico ahora se puede determinar como si el avión estuviera en vuelo casi estable. En este caso, debe notarse una diferencia entre los aviones propulsados ​​a chorro y a hélice.

Avión de hélice [ editar ]

Con la propulsión impulsada por hélice, se debe anotar la velocidad de vuelo nivelada en un número de pesos de avión desde la condición de equilibrio . A cada velocidad de vuelo le corresponde un valor particular de eficiencia propulsora y consumo específico de combustible . Las sucesivas potencias del motor se pueden encontrar:

Los índices de flujo de peso de combustible correspondientes se pueden calcular ahora:

La potencia de empuje, es la velocidad multiplicada por la resistencia, se obtiene de la relación elevación-resistencia :

 ; aquí Wg es el peso (fuerza en newtons, si W es la masa en kilogramos); g es la gravedad estándar (su valor exacto varía, pero tiene un promedio de 9,81 m / s 2 ).

La integral de rango, asumiendo un vuelo con una relación constante de sustentación a resistencia, se convierte en

Para obtener una expresión analítica para el rango, debe tenerse en cuenta que el rango específico y la tasa de flujo del peso del combustible pueden estar relacionados con las características del avión y el sistema de propulsión; si estos son constantes:

Avión eléctrico [ editar ]

Un avión eléctrico con energía de batería solo tendrá la misma masa en el despegue y el aterrizaje. El término logarítmico con razones de peso se reemplaza por la razón directa entre



¿Dónde está la energía por masa de la batería (por ejemplo, 150-200 Wh / kg para baterías de iones de litio), la eficiencia total (normalmente 0,7-0,8 para baterías, motor, caja de cambios y hélice), elevación sobre la resistencia (normalmente alrededor de 18) y la relación en peso normalmente alrededor de 0,3. [1]

Propulsión a chorro [ editar ]

La gama de aviones a reacción se puede derivar igualmente. Ahora, se supone un vuelo de nivel casi constante. Se utiliza la relación . El empuje ahora se puede escribir como:

 ; aquí W es una fuerza en newtons

Los motores a reacción se caracterizan por un consumo de combustible específico de empuje , por lo que la tasa de flujo de combustible es proporcional a la resistencia, en lugar de la potencia.

Usando la ecuación de elevación ,

donde es la densidad del aire y S el área del ala.

el rango específico se encuentra igual a:

Insertando esto en (1) y asumiendo que solo varía, el rango (en metros) se convierte en:

 ; aquí está de nuevo la masa.

Cuando se navega a una altura fija, un ángulo de ataque fijo y un consumo específico de combustible constante, la autonomía se convierte en:

donde se desprecia la compresibilidad de las características aerodinámicas del avión a medida que la velocidad de vuelo se reduce durante el vuelo.

Crucero / ascenso [ editar ]

Para los aviones de largo alcance que operan en la estratosfera (altitud aproximadamente entre 11 y 20 km), la velocidad del sonido es constante, por lo tanto, volar con un ángulo de ataque fijo y un número de Mach constante hace que la aeronave ascienda, sin cambiar el valor de la velocidad local. de sonido. En este caso:

¿Dónde está el número de Mach de crucero y la velocidad del sonido ? W es el peso en kilogramos (kg). La ecuación de rango se reduce a:

donde  ; aquí está la constante de calor específica del aire 287.16 (basada en estándares de aviación) y (derivada de y ). y son las capacidades caloríficas específicas del aire a presión y volumen constantes, respectivamente.

O , también conocida como la ecuación de rango de Breguet en honor al pionero de la aviación francesa, Breguet .

Ver también [ editar ]

Referencias [ editar ]

  1. ^ https://www.mh-aerotools.de/company/paper_14/09%20-%20Electric%20Flight%20-%20Hepperle%20-%20DLR.pdf
  • GJJ Ruijgrok. Elementos del rendimiento del avión . Prensa de la Universidad de Delft. [ página necesaria ] ISBN  9789065622044 .
  • Prof. ZS Spakovszky . Termodinámica y propulsión, capítulo 13.3 Alcance de la aeronave: turbinas MIT de la ecuación de alcance de Breguet , 2002
  • Martínez, Isidoro. Propulsión de aeronaves. Alcance y resistencia: ecuación de Breguet, página 25.