HALAMAN 30with the help of Eq. (1-1

HALAMAN 30
with the help of Eq. (1-11). The above equation can be written in terms of the thrust specific fuel consumption as.


Using Eqs. (1-17) and (1-19), we can write the following for TSFC


Example 1-1. An advanced fighter engine operating at mach 0.8 and 10 km altitude has the following uninstalled performance data and uses a fuel with hpr 42.800 kJ/kg:
F = 50 kN mo = 45 kg/sec and mr = 2.65 kg/sec
Determine the specific thrust, thrust specific fuel consumption, exit velocity , thermal efficiency , propulsive efficiency, and overall efficiency (assume exit pressure equal to ambient pressure).
Solution.















HALAMAN 31
Specific thrust versus fuel consumption
for a jet engine with a single inlet and single exhaust and exit pressure equal to ambient pressure, when the mass flow rate of the fuel is much less than that of air and the installation losses are very small, the specific thrust F/mo can written as
F/M_0 =(V_(e- ) V_0)/g_o (1-21)
then the propulsive efficiency of Eq.(1-16) can be rewritten as
η_p
substituting Eq. (1-22) into Eq. (1-20) and noting that TSFC = S, we obtain the following very enlightening expression :


aircraft manufacturers desire engines having low thrust specific fuel consumption S and high specific thrust F/mo . low engine fuel consumption can be directly translated into longer range, increased payload, and/or reduced aircraft size. High specific thrust reduces the cross-sectional area of the engine and has a direct influence on engine weight and installation losses. This desired trend is plotted in fig. 1-18. Equation (1-23) is also plotted in fig. 1-18 and shows that fuel consumption and specific thrust are directly propotional. Thus the aircraft manufacturers have to make tradeoff. The line of Eq. ( 1-23) shifts in the desired direction when there is an increase in the level of technology (increased thermal efficiency) or an increase in the fuel heating value.
Another very useful measure of merit for the aircraft gaas turbine engine is the thrust/weight ratio F/W . for a given engine thrust F, increasing the thrust/weight ratio reduces the weight of the engine. Aircraft manufacturers can use this reduction in engine weight to increase the capabilites of an aircraft (increased payload, Increased fuel, or both) or decrease the size (weight) and cost of a new aircraft under development.








HALAMAN 33
Engine companies expend considerable research and development effort on increasing the thrust/weight ratio of aircraft gas turbine engines. This ratio is equal to the specific thrust F/m0. For a given engine type, the engine weight per unit mass flow is related to efficiency of the engine structure, and the specific thrust is related to the engine thermodynamics. The weights per unit mass flow of some existing gas turbine engine are plotted versus specific thrust in fig. 1-19. Also plotted are lines of constant engine thrust/weight ratio F/W .
Currently, the engine companies, in conjuction with the department of defense and NASA, are involed in a large research and development effort to increase the engine thrust/weight ratio F/W and decrease the fuel consumption while maintaining engine durability, maintainability, etc. this program is called the integrated high performance turbine engine technology (IHPTET) initiative ( see refs 5 and 6)
1-5 AIRCRAFT PERFORMANCE
This section on aircraft performance is included so that the reader may get a better understanding of the propulsion requirements of the aircraft (ref.7). the converage is limited to a few significant concepts that directly relate to aircraft engines. It is not intended as a substitute for the many excellent references on this subject.
Performance Equation
Relationships for the performance of an aircraft can be obtained from energy considerations (see ref . 12). By treating the aircraft (fig.1-20) as a moving mass and assuming that the installed provulsive thrust T, aerodynamic drag D , and other resistive forces R atc in the same direction as the velocity V , it follows that



Note that the total resistive force D+R is the sum of the drag of the clean aircraft D and any additional drags R associated with such protuberances as landing gear , external stores , or drag chutes.
By defining the energy height ze as the sun of the potential and kinetic






HALAMAN 34













Lift and drag
We use the classical aircraft lift relationship
L= Nw = CLqSw (1-29)
Where n is the load factor or number of g’s perpendicular to v (n=1 for straight and level flight ), CL is the coefficient of lift , SW is the wing planfrom area , and q is the dynamic pressure. The dynamic pressure. The dynamic pressure can be expressed in terms of the density p and velocity v or the pressure p and mach number m as
q = 1/2 p V^2/g_c =1/2 σp_ref V^2/g_c (1-30a)
q = y/2 PM_0^2=y/2 δP_ref M_0^2 (1-30b)
or
Where δ and σ are the dimensionless pressure and density ratios defined by eqs. (1-2) and (1-4) , respectively , and γ is the ratio of specific heats ( y=1.4 for air). The reference density Pref and reference pressure Pref of air are their sea level values on a standard day and are listed in App. A .
We also use the classical aircraft darg relationship
D=CDqSw (1-31)
Figure 1-21 is a plot of lift coefficient CL versus dra coefficient CD, commonly called the lift drag polar, for a typical subsonic passenger aircraft. The drag coefficient curve can be approximated by a second-order equation in CL written as
CD=K1C2L+K2CL+CD0 (1-32)

























HALAMAN 36
Where the coefficients K1, K2, and CD0 are typically functions of flight mach number and wing configuration (flap position, etc ).
The CD0 term in Eq.(1-32) is the zero lift drag coefficient which accounts for both frictional and pressure drag in subsonic flight and wave drag in supersonic flight. The K1 and K2 terms account for the drag due to lift normally K2 is very small and approximately equal to zero for most fighter aircraft.

Example 1-2. For all the examples given in this section on aircraft performance, two types of aircraft will be considered.

An advanced fighter aircraft is approximalety modeled after the YF22 advance tactical fighter shown in fig.1-22. For convenience, we will designate our hypothetical fighter aircraft as the HF-1, having the following characteristic :
Maximum gross takeoff weight Wro = 40,000 lbf (177,920N)
Empety weight = 24.000 lbf (106,752N)
Maximum fuel plus payload weight = 16,000 lbf (71,168N)
Permanent payload = 1600 lbf (7117N, crew plus return armament)
Expended payload = 2000 lbf (8896 N, missiles plus ammunition )
Maximum fuel capacity = 12,400 lbf (55,155 N)
Wing area Sw = 720ft2 (66.9m2 )

































HALAMAN 37
Table 1-4
Drag coefficients for fighter aircraft (HF-1)
M0 K1 K2 CD0
0.0 0.20 0.0 0.0120
0.8 0.20 0.0 0.0120
1.2 0.20 0.0 0.02267
1.4 0.25 0.0 0.0280
2.0 0.40 0.0 0.0270

Engine : low-bypass-ratio, mixed-flow turbofan with afterburner
Maximum lift coefficient CLmax = 1.8
Drag coefficients given in the table 1-4



An advanced 253-passeger commercial aircraft approximately modeled after the boeing 767 is shown in fig.1-23. For convencience. We will designate our hypothetical passenger aircraft as the HP-1, having the following characteristic:

Maximum gross takeoff weight Wro = 1,645.760 N (370.000 lbf )
Empty weight = 822.880 N (185.500 lbf )
































HALAMAN 38
TABLE 1-5
Drag coefficients for hypothetical passenger aircraft
(HP-1)
M0 K1 K2 CD0
0.00 0.056 -0.004 0.0140
0.40 0.056 -0.004 0.0140
0.75 0.056 -0.008 0.0140
0.83 0.056 -0.008 0.0150

Maximum landing weight = 1,356,640 N (305,000 lbf)
Maximum payload = 420,780 N (94,600 lbf, 253 passengers plus 196.000 N of cargo)
Wing area Sw = 282.5 m2(3040 ft2 )
Engine : high-bypass-ratio-turbofan
Maximum lift coefficients CLmax = 2.0
Drag coefficients given in table 1-5






































HALAMAN 39
















Example 1-3. Determine the drag polar and variation for the HF-1 aircraft at 90 percent of maximum gross takeoff weight and the HP-1 aircraft at 95 percent of maximum gross takeoff weight.

The variation in CD0 and K1 with mach number for the HF-1 are the plotted in fig.1-24 from the date of table 1-4. Figure 1-25 shows the drag polar at different mach numbers for the HF-1 aircraft. Using these drag data and the above equations gives the variation in aircraft drag with subsonic mach number and altitude for level flight (n=1), as shown in fig. 1-26a. note that the minimum drag is constant for mach numbers 0 to 0.8 and than increases. This is the same variation as CD0. The variation of drag with load factor n is shown in fig. 1-26b at two altitudes. The drag increases with increasing load factor, and there is a flight mach number that gives minimum drag for a given altitude and load factor.
The variation in CD0 and K2 with mach number for the HP-1 is plotted in fig.1-27 from the data of table 1-5. Figure 1-28 shows the drag polar at different mach numbers for the HP-1 aircraft. Using these drag data and the above equations gives the variation in aircraft drag with subsonic mach number and altitude for level flight (n=1), as shown in fig.1-29. Note that the minimum drag constant for mach numbers 0 to 0.75 and than increases. This is the same variation as CD0.

Hasil (Bahasa Indonesia) 1:

HALAMAN 30dengan bantuan EQ (1-11). Persamaan di atas dapat ditulis dalam hal konsumsi bahan bakar spesifik dorong sebagai.Menggunakan Eqs. (1-17) dan (1-19), kita dapat menulis berikut untuk TSFC Contoh 1-1. Mesin tempur tingkat lanjut yang beroperasi pada ketinggian 10 km dan mach 0.8 memiliki data dihapus kinerja berikut dan menggunakan bahan bakar dengan hpr 42.800 kJ/kg: F = 50 kN mo = 45 kg/sec dan mr = 2,65 kg/sec Menentukan spesifik dorong, dorong konsumsi bahan bakar yang spesifik, keluar kecepatan, efisiensi termal, efisiensi daya dan efisiensi keseluruhan (menganggap keluar tekanan sama dengan tekanan ambient).Solusi. HALAMAN 31Dorong spesifik versus konsumsi bahan bakar untuk mesin jet dengan satu inlet dan satu knalpot dan keluar tekanan sama dengan tekanan ambient, ketika laju aliran massa bahan bakar jauh lebih sedikit daripada udara dan instalasi kerugian sangat kecil, dorong spesifik F/mo dapat ditulis sebagai F M_0 = (V_(e-) V_0) / g_o (1-21)kemudian efisiensi daya Eq.(1-16) dapat ditulis sebagai Η_pmengganti EQ (1-22) ke EQ (1-20) dan mencatat bahwa TSFC = S, kami memperoleh sangat mencerahkan ekspresi berikut: pabrik pesawat keinginan mesin memiliki dorong rendah konsumsi bahan-bakar tertentu S dan tinggi khusus dorong F/mo. konsumsi bahan bakar mesin rendah dapat langsung diterjemahkan ke dalam jangkauan yang lebih panjang, meningkatkan muatan, dan ukuran pesawat berkurang. Tinggi khusus dorong mengurangi penampang mesin dan memiliki pengaruh langsung pada kerugian berat dan instalasi mesin. Ini diinginkan tren diplot di fig. 1-18. Persamaan (1-23) juga diplot di fig. 1-18 dan menunjukkan bahwa konsumsi bahan bakar dan spesifik dorong langsung propotional. Dengan demikian pabrik pesawat harus membuat tradeoff. Garis EQ (1-23) pergeseran ke arah yang diinginkan bila ada peningkatan tingkat teknologi (peningkatan efisiensi termal) atau peningkatan dalam bahan bakar Penghangat Ruangan nilai. Ukuran sangat berguna yang lain dari merit untuk mesin turbin pesawat gaas adalah dorongan/berat rasio F/W. untuk mesin diberikan dorongan F, meningkatkan rasio dorongan/berat mengurangi berat mesin. Pabrik pesawat dapat menggunakan pengurangan ini mesin berat untuk menambah capabilites dari pesawat (muatan meningkat, peningkatan bahan bakar, atau keduanya) atau mengurangi ukuran (berat) dan biaya pesawat baru dalam pengembangan.HALAMAN 33Mesin perusahaan mengeluarkan usaha penelitian dan pengembangan yang cukup besar pada peningkatan rasio dorongan/berat mesin turbin gas pesawat. Rasio ini sama dengan spesifik dorong F m0. Untuk jenis tertentu mesin, mesin berat per unit aliran massa berkaitan dengan efisiensi struktur mesin, dan dorong spesifik berkaitan dengan termodinamika mesin. Berat per satuan massa aliran mesin turbin gas yang ada beberapa dipetakan versus dorong spesifik dalam fig. 1-19. Juga diplot adalah baris konstan mesin dorongan/berat rasio F/W. Saat ini, perusahaan mesin, digabungkan dengan Departemen Pertahanan dan NASA, adalah perusahaan yang bergerak dibidang di besar penelitian dan pengembangan usaha untuk meningkatkan rasio dorongan/berat mesin F/W dan mengurangi konsumsi bahan bakar sambil mempertahankan ketahanan mesin, Kemampu-rawatan, dll program ini disebut kinerja tinggi terpadu turbin mesin teknologi (IHPTET) inisiatif (Lihat refs 5 dan 6)1-5 PERFORMA PESAWAT Bagian ini pada performa pesawat disediakan sehingga pembaca dapat mendapatkan pemahaman yang lebih baik dari persyaratan Propulsi pesawat (ref.7). converage dibatasi untuk beberapa konsep penting yang langsung berhubungan dengan mesin pesawat. Hal ini tidak dimaksudkan sebagai pengganti untuk banyak referensi yang sangat baik tentang subjek ini.Persamaan kinerja Hubungan untuk kinerja pesawat dapat diperoleh dari pertimbangan energi (melihat ref. 12). Dengan memperlakukan pesawat (gambar 1-20) sebagai massa bergerak dan dengan asumsi bahwa provulsive diinstal dorong T, drag aerodinamis D dan atc resistif pasukan R lain dalam arah yang sama sebagai kecepatan V, dikatakan bahwaCatatan bahwa total resistif memaksa D + R adalah jumlah dari hambatan pesawat bersih D dan menyeret setiap tambahan R terkait dengan seperti tonjolan sebagai pendarat, eksternal toko, atau seret chutes.Dengan mendefinisikan energi tinggi ze sebagai matahari potensi dan kinetik HALAMAN 34Mengangkat dan seret Kami menggunakan pesawat klasik angkat hubungan L = Nw = CLqSw (1-29) N adalah faktor beban atau jumlah dariclara tegak lurus v (n = 1 untuk tingkat lurus dan penerbangan), CL adalah koefisien Lift, SW adalah daerah planfrom sayap, dan q adalah tekanan dinamis. Tekanan dinamis. Tekanan dinamis dapat dinyatakan dalam hal kepadatan p dan kecepatan v atau tekanan p dan mach jumlah m sebagai q = V 1/2 p ^ 2/g_c = 1/2 σp_ref V ^ 2/g_c (1-30a)q = y/2 PM_0 ^ 2 = y/2 δP_ref M_0 ^ 2 (1-30b)atauMana δ dan σ yang berdimensi rasio tekanan dan kepadatan yang didefinisikan oleh persamaan. (1 - 2) dan (1-4), masing-masing, dan γ adalah rasio spesifik memanaskan (y = 1.4 udara). Referensi kepadatan Pref dan referensi tekanan Pref udara adalah nilai-nilai permukaan laut mereka pada hari standard dan terdaftar di App. A. Kami juga menggunakan pesawat klasik darg hubungan D = CDqSw (1-31)Gambar 1-21 adalah plot angkat koefisien CL versus dra koefisien CD, biasa disebut lift tarik polar, untuk pesawat penumpang subsonik khas. Kurva koefisien drag dapat diperkirakan oleh persamaan urutan kedua di CL ditulis sebagai CD = K1C2L + K2CL + CD0 (1-32) HALAMAN 36Mana koefisien K1, K2 dan CD0 biasanya adalah fungsi mach nomor penerbangan dan konfigurasi sayap (flap posisi, dll). Istilah CD0 dalam Eq.(1-32) adalah mengangkat nol drag koefisien yang account untuk kedua gesekan dan tekanan menyeret di bawah kecepatan drag penerbangan dan gelombang pada penerbangan supersonik. Istilah K1 dan K2 account untuk drag karena angkat biasanya K2 sangat kecil dan kurang lebih sama dengan nol untuk kebanyakan pesawat tempur.Contoh 1-2. Untuk semua contoh yang diberikan dalam bagian ini pada performa pesawat, dua jenis pesawat akan dipertimbangkan. Pesawat tempur canggih adalah model setelah YF22 muka taktis tempur yang ditunjukkan dalam gambar 1-22 approximalety. Untuk kenyamanan Anda, kami akan menetapkan pesawat tempur hipotetis kami sebagai HF-1, memiliki karakteristik berikut:Berat maksimum lepas landas bruto Wro = 40.000 lbf (177, 920N)Istirahat berat = 24.000 lbf (106, 752N)Maksimum berat bahan bakar plus muatan = 16.000 lbf (71, 168N)Permanen muatan = 1600 lbf (7117N, kru ditambah kembali persenjataan)Muatan dimodfikasi = 2000 lbf (8896 N, rudal ditambah amunisi) Maximum fuel capacity = 12,400 lbf (55,155 N)Wing area Sw = 720ft2 (66.9m2 )HALAMAN 37Table 1-4Drag coefficients for fighter aircraft (HF-1)M0 K1 K2 CD00.0 0.20 0.0 0.01200.8 0.20 0.0 0.01201.2 0.20 0.0 0.022671.4 0.25 0.0 0.02802.0 0.40 0.0 0.0270Engine : low-bypass-ratio, mixed-flow turbofan with afterburner Maximum lift coefficient CLmax = 1.8Drag coefficients given in the table 1-4 An advanced 253-passeger commercial aircraft approximately modeled after the boeing 767 is shown in fig.1-23. For convencience. We will designate our hypothetical passenger aircraft as the HP-1, having the following characteristic:Maximum gross takeoff weight Wro = 1,645.760 N (370.000 lbf ) Empty weight = 822.880 N (185.500 lbf ) HALAMAN 38TABLE 1-5Drag coefficients for hypothetical passenger aircraft (HP-1)M0 K1 K2 CD00.00 0.056 -0.004 0.01400.40 0.056 -0.004 0.01400.75 0.056 -0.008 0.01400.83 0.056 -0.008 0.0150 Maximum landing weight = 1,356,640 N (305,000 lbf)Maximum payload = 420,780 N (94,600 lbf, 253 passengers plus 196.000 N of cargo)Wing area Sw = 282.5 m2(3040 ft2 )Engine : high-bypass-ratio-turbofan Maximum lift coefficients CLmax = 2.0Drag coefficients given in table 1-5HALAMAN 39Example 1-3. Determine the drag polar and variation for the HF-1 aircraft at 90 percent of maximum gross takeoff weight and the HP-1 aircraft at 95 percent of maximum gross takeoff weight. The variation in CD0 and K1 with mach number for the HF-1 are the plotted in fig.1-24 from the date of table 1-4. Figure 1-25 shows the drag polar at different mach numbers for the HF-1 aircraft. Using these drag data and the above equations gives the variation in aircraft drag with subsonic mach number and altitude for level flight (n=1), as shown in fig. 1-26a. note that the minimum drag is constant for mach numbers 0 to 0.8 and than increases. This is the same variation as CD0. The variation of drag with load factor n is shown in fig. 1-26b at two altitudes. The drag increases with increasing load factor, and there is a flight mach number that gives minimum drag for a given altitude and load factor. The variation in CD0 and K2 with mach number for the HP-1 is plotted in fig.1-27 from the data of table 1-5. Figure 1-28 shows the drag polar at different mach numbers for the HP-1 aircraft. Using these drag data and the above equations gives the variation in aircraft drag with subsonic mach number and altitude for level flight (n=1), as shown in fig.1-29. Note that the minimum drag constant for mach numbers 0 to 0.75 and than increases. This is the same variation as CD0.

Hasil (Bahasa Indonesia) 2:

HALAMAN 30
dengan bantuan Persamaan. (1-11). Persamaan di atas dapat ditulis dalam hal dorong konsumsi bahan bakar spesifik. Menggunakan Persamaan. (1-17) dan (1-19), kita dapat menulis berikut untuk TSFC Contoh 1-1. Sebuah mesin tempur canggih beroperasi pada mach 0,8 dan 10 km ketinggian memiliki data kinerja dihapus berikut dan menggunakan bahan bakar dengan HPR 42,800 kJ / kg: F = 50 kN mo = 45 kg / detik dan mr = 2,65 kg / detik Tentukan dorong tertentu , dorong konsumsi spesifik bahan bakar, kecepatan keluar, efisiensi termal, efisiensi pendorong, dan efisiensi keseluruhan (asumsikan tekanan keluar sama dengan tekanan ambient). Solusi. HALAMAN 31 dorong spesifik terhadap konsumsi bahan bakar untuk mesin jet dengan inlet tunggal dan exhaust tunggal dan keluar tekanan yang sama dengan tekanan ambient, ketika laju aliran massa bahan bakar jauh lebih sedikit daripada udara dan kerugian instalasi sangat kecil, dorong spesifik F / mo dapat ditulis sebagai F / M_0 = (V_ (e) V_0) / g_o (21/01) maka efisiensi pendorong dari Persamaan. (1-16) dapat ditulis kembali sebagai η_p mengganti Persamaan. (1-22) ke Persamaan. (1-20) dan mencatat bahwa TSFC = S, kita memperoleh ekspresi sangat mencerahkan berikut: produsen pesawat menginginkan mesin memiliki dorong rendah konsumsi bahan bakar spesifik S dan tinggi tertentu dorong F / mo. konsumsi bahan bakar mesin rendah dapat langsung diterjemahkan ke dalam jangkauan yang lebih panjang, peningkatan payload, dan / atau mengurangi ukuran pesawat. Dorong spesifik yang tinggi mengurangi luas penampang dari mesin dan memiliki pengaruh langsung pada kerugian berat mesin dan instalasi. Tren ini yang diinginkan diplot di ara. 1-18. Persamaan (1-23) juga diplot di ara. 1-18 dan menunjukkan bahwa konsumsi bahan bakar dan dorong tertentu secara langsung propotional. Dengan demikian produsen pesawat harus membuat tradeoff. Garis Persamaan. (1-23) bergeser ke arah yang diinginkan ketika ada peningkatan tingkat teknologi (efisiensi termal meningkat) atau peningkatan nilai kalor bahan bakar. Lain ukuran yang sangat berguna merit untuk mesin turbin pesawat GaAs adalah dorong / perbandingan berat F / W. untuk mesin yang diberikan dorong F, meningkatkan rasio dorong / berat mengurangi berat mesin. Produsen pesawat dapat menggunakan pengurangan ini berat mesin untuk meningkatkan capabilites dari pesawat (muatan meningkat, Peningkatan bahan bakar, atau keduanya) atau mengurangi ukuran (berat) dan biaya pesawat baru dalam pengembangan. HALAMAN 33 perusahaan mesin mengeluarkan penelitian yang cukup dan upaya pengembangan pada peningkatan rasio dorong / berat mesin turbin gas pesawat. Rasio ini sama dengan spesifik dorong F / m0. Untuk jenis mesin tertentu, bobot mesin per aliran massa unit terkait efisiensi struktur mesin, dan dorong spesifik terkait dengan termodinamika mesin. Bobot per aliran massa satuan beberapa mesin turbin gas yang ada diplot terhadap dorong spesifik di ara. 1-19. Juga diplot garis mesin dorong / rasio berat konstan F / W. Saat ini, perusahaan mesin, dalam conjuction dengan departemen pertahanan dan NASA, yang involed dalam upaya penelitian dan pengembangan yang besar untuk meningkatkan mesin dorong / rasio berat F / W dan mengurangi konsumsi bahan bakar tetap menjaga daya tahan mesin, pemeliharaan, dll Program ini disebut kinerja tinggi teknologi mesin turbin terintegrasi (IHPTET) inisiatif (lihat ref 5 dan 6) 1-5 PESAWAT KINERJA Bagian ini pada kinerja pesawat disertakan sehingga bahwa pembaca bisa mendapatkan pemahaman yang lebih baik dari persyaratan penggerak pesawat (ref.7). converage yang terbatas pada konsep yang signifikan beberapa yang langsung berhubungan dengan mesin pesawat. Hal ini tidak dimaksudkan sebagai pengganti banyak referensi yang sangat baik tentang hal ini. Kinerja Persamaan Hubungan untuk kinerja pesawat terbang dapat diperoleh dari pertimbangan energi (lihat ref. 12). Dengan memperlakukan pesawat (fig.1-20) sebagai massa bergerak dan dengan asumsi bahwa diinstal T provulsive dorong, tarik aerodinamis D, dan kekuatan resistif lainnya R atc di arah yang sama dengan kecepatan V, berikut bahwa Perhatikan bahwa total kekuatan resistif D + R adalah jumlah dari hambatan dari bersih pesawat D dan setiap tambahan menyeret R terkait dengan tonjolan seperti landing gear, toko eksternal, atau peluncuran tarik. Dengan mendefinisikan ze tinggi energi matahari dari potensi dan kinetik HALAMAN 34 Angkat dan tarik Kami menggunakan klasik angkat pesawat hubungan L = Nw = CLqSw (29/1) Dimana n adalah faktor beban atau jumlah g tegak lurus v (n = 1 untuk lurus dan tingkat penerbangan), CL adalah koefisien angkat, SW adalah daerah planfrom sayap, dan q adalah tekanan dinamis. Tekanan dinamis. Tekanan dinamis dapat dinyatakan dalam hal kepadatan p dan kecepatan v atau tekanan p dan mach jumlah m sebagai q = 1/2 p V ^ 2 / g_c = 1/2 σp_ref V ^ 2 / g_c (1-30a) q = y / 2 PM_0 ^ 2 = y / 2 δP_ref M_0 ^ 2 (1-30b) atau Dimana δ dan σ adalah tekanan dan kepadatan rasio berdimensi didefinisikan oleh Persamaan. (1-2) dan (1-4), masing-masing, dan γ adalah rasio memanaskan tertentu (y = 1,4 untuk udara). Kepadatan referensi Pref dan tekanan referensi Pref udara adalah nilai-nilai permukaan laut mereka pada hari standar dan tercantum di App. Sebuah. Kami juga menggunakan pesawat klasik Darg hubungan D = CDqSw (31/1) Gambar 1-21 adalah plot dari koefisien lift CL dibandingkan koefisien dra CD, biasa disebut lift tarik kutub, untuk pesawat penumpang subsonic khas. Kurva koefisien drag dapat didekati dengan persamaan orde kedua di CL ditulis sebagai CD = K1C2L + K2CL + CD0 (1-32) HALAMAN 36 Dimana koefisien K1, K2, dan CD0 biasanya fungsi dari jumlah mach penerbangan dan konfigurasi sayap (posisi flap, dll). The CD0 istilah dalam Persamaan. (1-32) adalah nol angkat koefisien drag yang menyumbang baik tarik gesekan dan tekanan dalam penerbangan subsonik dan tarik gelombang dalam penerbangan supersonik. K1 dan K2 istilah account untuk drag karena mengangkat normal K2 sangat kecil dan kurang lebih sama dengan nol untuk pesawat tempur paling. Contoh 1-2. Untuk semua contoh yang diberikan dalam bagian ini pada kinerja pesawat, dua jenis pesawat akan dipertimbangkan. Sebuah pesawat tempur canggih approximalety model setelah YF22 muka tempur taktis ditampilkan di fig.1-22. Untuk kenyamanan, kami akan menunjuk pesawat tempur hipotetis kami sebagai-HF 1, memiliki karakteristik berikut: Maksimum lepas landas berat kotor Wro = 40.000 lbf (177,920N) Empety berat badan = 24,000 lbf (106,752N) bahan bakar maksimum ditambah berat payload = 16.000 lbf (71,168N) Tetap payload = 1.600 lbf (7117N, awak ditambah kembali persenjataan) yang dikeluarkan payload = 2.000 lbf (8896 N, rudal ditambah amunisi) kapasitas bahan bakar maksimum = 12.400 lbf (55155 N) daerah Wing Sw = 720ft2 (66.9m2) HALAMAN 37 Tabel 1-4 koefisien drag untuk pesawat tempur (HF-1) M0 K1 K2 CD0 0,0 0,20 0,0 0,0120 0,8 0,20 0,0 0,0120 1,2 0,20 0,0 0,02267 1,4 0,25 0,0 0,0280 2,0 0,40 0,0 0,0270 Mesin: rendah-memotong-rasio, dicampur-aliran turbofan dengan afterburner koefisien lift maksimum CLmax = 1,8 koefisien Drag diberikan dalam tabel 1-4 An maju pesawat komersial 253-passeger sekitar model setelah boeing 767 ditunjukkan pada fig.1-23. Untuk convencience. Kami akan menunjuk pesawat penumpang hipotetis kami sebagai-HP 1, memiliki karakteristik sebagai berikut: berat lepas landas kotor maksimum Wro = 1,645.760 N (370.000 lbf) Berat kosong = 822,880 N (185,500 lbf) HALAMAN 38 TABEL 1-5 koefisien drag untuk penumpang hipotetis Pesawat (HP-1) M0 K1 K2 CD0 0.00 0,056 -0,004 0,0140 0,40 0,056 -0,004 0,0140 0,75 0,056 -0,008 0,0140 0,83 0,056 -0,008 0,0150 berat pendaratan maksimal = 1356640 N (305.000 lbf) payload maksimum = 420.780 N (94.600 lbf, 253 penumpang ditambah 196,000 N kargo) daerah Wing Sw = 282,5 m2 (3040 ft2) Mesin: tinggi-memotong-rasio turbofan angkat maksimum koefisien CLmax = 2,0 Drag koefisien diberikan dalam tabel 1-5 HALAMAN 39 Contoh 1-3. Tentukan tarik kutub dan variasi untuk HF-1 pesawat pada 90 persen dari berat lepas landas kotor maksimum dan HP-1 pesawat pada 95 persen dari maksimum lepas landas berat kotor. Variasi CD0 dan K1 dengan nomor mach untuk HF-1 adalah yang diplot di fig.1-24 dari tanggal 1-4 meja. Gambar 1-25 menunjukkan hambatan kutub di nomor mach yang berbeda untuk HF-1 pesawat. Menggunakan data tarik ini dan persamaan di atas memberikan variasi dalam pesawat tarik dengan nomor mach subsonik dan ketinggian untuk penerbangan tingkat (n = 1), seperti yang ditunjukkan pada gambar. 1-26a. dicatat bahwa hambatan minimum adalah konstan untuk nomor mach 0-0,8 dan dari kenaikan. Ini adalah variasi sama CD0. Variasi tarik dengan faktor beban n ditunjukkan pada gambar. 1-26b di dua ketinggian. Drag meningkat dengan meningkatnya load factor, dan ada sejumlah mach penerbangan yang memberikan hambatan minimum untuk ketinggian dan load factor diberikan. Variasi CD0 dan K2 dengan nomor mach untuk HP-1 diplot di fig.1-27 dari data tabel 1-5. Gambar 1-28 menunjukkan hambatan kutub di nomor mach yang berbeda untuk HP-1 pesawat. Menggunakan data tarik ini dan persamaan di atas memberikan variasi dalam pesawat tarik dengan nomor mach subsonik dan ketinggian untuk penerbangan tingkat (n = 1), seperti yang ditunjukkan pada fig.1-29. Perhatikan bahwa hambatan konstan minimum untuk nomor mach 0-0,75 dan dari kenaikan. Ini adalah variasi sama CD0.