el el el el el el el el el el el el el el el el el el el el el el el el el el el en el el el en en el en el en el en el el el en el en el en el el el el el el el el en el el en en en el el el el el el el el el el el el
Η εμβέλεια R {\displaystyle R} (range) ενός αεροσκάφους είναι η απόσταση πάνω από την οποία ένα αεροσκάφος μπορεί να μεταφέρει ένα φορτίο συγκεκριμμένης μάζας και συνήθως ορίζεται σε χιλιόμετρα k m {\displaystyle km} ή ναυτικά μίλια n m {\displaystyle nm} . Είναι συνάρτηση πολλών παραγόντων, μεταξύ άλλων του αεροδυναμικού σχεδιασμού, των χαρακτηριστικών του συστήματος πρόωσης, της αποστολής που πρόκειται να εκτελεσθεί (υψόμετρο, αριθμός Μαχ), των ατμοσφαιρικών συνθηκών και της μάζας του αεροσκάφους.
1.1 Ρυθμός μεταβολής της μάζας καυσίμων
1.2 Απαιτούμενη ώση για ευθεία, οριζόντια πτήση
Καθώς η εμβέλεια εξαρτάται από πληθώρα παραμέτρων και μεταβλητών, δεν είναι δυνατόν να εκφραστεί αναλυτικά, παρά μόνο σε ορισμένες ειδικές περιπτώσεις. Για αεροσκάφη σταθερών πτερύγων που κινούνται με καύσιμα, δηλαδή στα οποία η μάζα ελαττώνεται κατά την διάρκεια της αποστολής (όπως π.χ. στα επιβατικά), εφαρμόζονται οι εξισώσεις του Breguet[1][2]. Αυτές λαμβάνουν υπ’όψην τα θεμελιώδη χαρακτηριστικά επιδόσεων του αεροσκάφους και δίνουν μια πρώτη, χρήσιμη προσέγγιση για την εμβέλεια.
Ο στιγμιαίος ρυθμός με τον οποίο μεταβάλλεται το βάρος W F {\displaystyle W_{F}}   του καυσίμου (και κατά συνέπεια του αεροσκάφους W {\displaystyle W}  ) σε σχέση με τον χρόνο t {\displaystyle t}   ορίζεται ώς:
d W d t = − T S F C ⋅ g ⋅ T {\displaystyle {\frac {dW}{dt}}=-TSFC\cdot g\cdot T}
Απαιτούμενη ώση για ευθεία, οριζόντια πτήσηΕπεξεργασία
Το αεροσκάφος θεωρείται ότι κινείται ευθεία, οριζόντια σε σχέση με το έδαφος και με σταθερή ταχύτητα. Έτσι, η δύναμη της βαρύτητας W {\displaystyle W}   αντισταθμίζεται από την άντωση L {\displaystyle L}   και η δύναμη της οπισθέλκουσας D {\displaystyle D}   αντισταθμίζεται από την ώση των κινητήρων T {\displaystyle T}  :
L = W {\displaystyle L=W}
T = D {\displaystyle T=D}
Επομένως η απαιτούμενη ώση είναι:
T = D ⇒ T = L ⋅ 1 L D {\displaystyle T=D\Rightarrow T=L\cdot {\frac {1}{\frac {L}{D}}}}
Σε αυτές τις συνθήκες πτήσης, η άντωση είναι ίση με το βάρος, ενώ ο λόγος άντωσης πρός οπισθέλκουσα είναι ίσος με το λόγο συντελεστή άντωσης πρός συντελεστή οπισθέλκουσας για την συγκεκριμμένη, σταθερή γωνία πρόσπτωσης με την οποία πετάει το αεροσκάφος:
T = W ⋅ 1 C L C D {\displaystyle T=W\cdot {\frac {1}{\frac {C_{L}}{C_{D}}}}}
Εάν εισάγουμε αυτήν την σχέση στην πρώτη εξίσωση και ολοκληρώσουμε τις δύο πλευρές έχουμε:
d W W = − T S F C ⋅ g ⋅ W ⋅ 1 C L C D d t ⇒ ∫ 1 W d W = ∫ − T S F C ⋅ g ⋅ W ⋅ 1 C L C D d t {\displaystyle {\frac {dW}{W}}=-TSFC\cdot g\cdot W\cdot {\frac {1}{\frac {C_{L}}{C_{D}}}}dt\Rightarrow \int {\frac {1}{W}}dW=\int -TSFC\cdot g\cdot W\cdot {\frac {1}{\frac {C_{L}}{C_{D}}}}dt}
Σημειώνεται εδώ, ότι για να πραγματοποιηθεί η πτήση με σταθερή ταχύτητα και σταθερή γωνία πρόσπτωσης, το υψόμετρο θα πρέπει συνεχώς να αυξάνεται κατά την φάση της πλεύσης. Η αιτία είναι, ότι λόγω της απώλειας του βάρους καυσίμου, απαιτείται ολοένα και λιγότερη άντωση. Αυτό επιτυγχάνεται με την μείωση της πυκνότητας του αέρα, δηλαδή με την σταθερή αύξηση του υψόμετρου πτήσης.
Καθώς η ταχύτητα του αεροσκάφους V {\displaystyle V}   είναι σταθερή, η μετατόπιση x {\displaystyle x}   μεταβάλλεται γραμμικά με τον χρόνο t {\displaystyle t}  :
V = d x d t ⇒ d t = d x V {\displaystyle V={\frac {dx}{dt}}\Rightarrow dt={\frac {dx}{V}}}
∫ 1 W d W = ∫ − T S F C ⋅ g ⋅ W ⋅ 1 C L C D ⋅ V d x ⇒ ln ⁡ ( W 1 ) − ln ⁡ ( W 0 ) = − T S F C ⋅ g ⋅ W ⋅ 1 C L C D ⋅ V ⋅ ( x 1 − x 0 ) ⏞ R {\displaystyle \int {\frac {1}{W}}dW=\int -TSFC\cdot g\cdot W\cdot {\frac {1}{{\frac {C_{L}}{C_{D}}}\cdot V}}dx\Rightarrow \ln(W_{1})-\ln(W_{0})=-TSFC\cdot g\cdot W\cdot {\frac {1}{{\frac {C_{L}}{C_{D}}}\cdot V}}\cdot \overbrace {(x_{1}-x_{0})} ^{R}}
όπου W 0 {\displaystyle W_{0}}   είναι το βάρος του αεροσκάφους στην αρχή της πτήσης και W 1 {\displaystyle W_{1}}  το βάρος στο τέλος της πτήσης. Επομένως:
R = C L C D ⋅ V T S F C ⋅ g ln ⁡ ( W 0 W 1 ) {\displaystyle R={\frac {{\frac {C_{L}}{C_{D}}}\cdot V}{TSFC\cdot g}}\ln({\frac {W_{0}}{W_{1}}})}
Από την τελευταία αλγεβρική σχέση εξάγουμε τα εξής συμπεράσματα, τα οποία εδώ περιγράφονται ανεξάρτητα μεταξύ τους:
Βελτίωση του λόγου C L C D {\displaystyle {\frac {C_{L}}{C_{D}}}}   μέσω αεροδυναμικού σχεδιασμού οδηγεί σε πιο μεγάλη εμβέλεια για δεδομένη μάζα καυσίμου.
Μείωση της ειδικής κατανάλωσης T S F C {\displaystyle TSFC}   μέσω καινοτόμου σχεδιασμού των κινητήρων επίσης συμβάλει στην αύξηση της εμβέλειας για δεδομένη μάζα καυσίμου.
Με την αύξηση της ποσότητας καυσίμου αυξάνεται ο λόγος του βάρους στην αρχή της πτήσης σε σχέση με το τέλος της πλεύσης, άρα αυξάνεται και η εμβέλεια.
Για δεδομένη ποσότητα καυσίμων, η εμβέλεια μπορεί να μεγιστοποιηθεί λαμβάνοντας ταυτόχρονα υπ’όψη την αεροδυναμική και τις επιδόσεις των κινητήρων.
Ο υπολογισμός για αεροσκάφη με εμβολοφόρους ή/και ελικοφόρους κινητήρες γίνεται συνήθως με την υπόθεση, ότι δεδομένη είναι η P S F C {\displaystyle PSFC}   (power-specific fuel consumption), δηλαδή η ειδική κατανάλωση καυσίμου ανά ισχύς κινητήρων.
Παρ΄όλο που ο υπολογισμός δίνει μια προσέγγιση για την απόσταση που μπορεί να καλύψει το αεροσκάφος κατά την φάση της πλεύσης, δεν πρόκειται για ένα μέτρο αποδοτικότητας. Για την περιγραφή της στιγμιαίας εμβέλειας d R {\displaystyle dR}   που μπορεί να επιτευχθεί ανά μάζα καυσίμου d m F {\displaystyle dm_{F}}   χρησιμοποιείται η ειδική εμβέλεια S R {\displaystyle SR}   (specific range):
S R = d R d m F {\displaystyle SR={\frac {dR}{dm_{F}}}}
η οποία δίνεται σε k m / k g {\displaystyle km/kg}   (ή n m / l b {\displaystyle nm/lb}  ) και μεταβάλλεται ανάλογα με τις συνθήκες πτήσης και το στιγμιαίο βάρος του αεροσκάφους.
↑ Raymer, Daniel (1989). Aircraft Design: A Conceptual Approach. Washington D.C.: ΑΙΑΑ Education Series. σελ. 17. ISBN 0-930403-51-7.
↑ Torenbeek, Egbert (1982). Synthesis of Subsonic Airplane Design. Delft, NL: Delft University Press. σελ. 175. ISBN 90-247-2724-3.
↑ Howe, Denis (2000). Aircraft Conceptual Design Synthesis. London, UK: Professional Engineering Publishing Limited. σελ. 75. ISBN 1 86058 301 6.