"حد (طیرانیات)" کے نسخوں کے درمیان فرق

1,766 بائٹ کا ازالہ ،  6 سال پہلے
←‏ماخوذ: غیر ضروری مواد کا اخراج
(←‏ماخوذ: اضافہ مواد)
(←‏ماخوذ: غیر ضروری مواد کا اخراج)
کسی [[ہوائی جہاز]] میں ایندھن کے خاتمے تک سفر کرنے کی گنجایش۔
 
== ماخوذ ==
Forاکثر mostطیاروں unpoweredکا، aircraft,زیادہ theسے maximumزیادہ flightپرواز timeکا isوقت variable,تغیر limitedپذیر byہے، availableجو daylightان hours,ذرائی aircraftسے designدستیاب ہوتی ہے، دن کے اوقات، طیارے کے ڈیزائن (performanceکارکردگی),، موسمی حالات، weatherطیارے conditions,کی aircraftممکنہ potentialتوانائی energy,اور andپائلٹ pilotکی endurance.برداشت۔ Therefore the range equation can only exactly calculated and will be derived for propeller and jet aircraft. If the total weight of the aircraft at a particular time <math>t</math> is
 
<math>W</math> = <math>W_e + W_f</math>,
 
یہاں <math>W_e</math> ایندھن کا وزن صفر ہے اور <math>W_f</math> ایندھن کا وزن ہے، فی اکائی وقت ایندھن کی کھپت کی شرح <math>F</math> برابر ہے
 
<math>-\frac{dW_f}{dt} = \frac{dW}{dt}</math>.
 
طیارے کے وزن کی تبدیلی مع فاصلہ <math>R</math>
 
<math>\frac{dW}{dR}=\frac{\frac{dW}{dt}}{\frac{dR}{dt}}= - \frac{F}{V}</math>، ہے
<math>\frac{dR}{dt}=-\frac{V}{F}{\frac{dW}{dt}}</math>
 
Itاس followsمندرجہ thatذیل theحد rangeاطلاق isکو obtainedذیل fromمیں theبیان definiteکیا integralگيا below,ہے، withمع <math>t_1</math> andاور <math>t_2</math> theشروع startاور andختم finishاوقات timesبالترتیب respectively andاور <math>W_1</math> andاور <math>W_2</math> theطیارہ کا initialپہلا andاور finalآخری aircraftوزن weightsہے۔
 
<math>R= \int_{t_1}^{t_2} \frac{dR}{dt} dt = \int_{W_1}^{W_2} -\frac{V}{F}dW =\int_{W_2}^{W_1}\frac{V}{F}dW</math>.۔
 
اصطلاح <math>\frac{V}{F}</math> مخصوص حد کہا جاتا ہے (= ایندھن کے وزن کی حد فی اکائی)۔ اس کے طیارے کی مخصوص حد جانی جا سکتی ہے۔
The term <math>\frac{V}{F}</math> is called the specific range (= range per unit weight of fuel). The specific range can now be determined as though the airplane is in quasi steady state flight. Here, a difference between jet and propeller driven aircraft has to be noticed.
 
=== دھکیلو پنکھا طیارہ ===
With propeller driven propulsion, the level flight speed at a number of airplane weights from the equilibrium condition <math>P_a = P_r</math> has to be noted. To each flight velocity, there corresponds a particular value of propulsive efficiency <math>\eta_j</math> andاور [[brakeمخصوص specificوقفے fuelمیں consumptionایندھن کی کھپت|specificایندھن fuelکی consumptionمخصوص کھپت]] <math>c_p</math>.۔ متواتر انجن Theکی successiveطاقتوں engineکو powersدیکھا canجا beسکتا foundہے:
 
<math>P_{br}=\frac{P_a}{\eta_j}</math>
 
اسی ایندھن کے وزن کے بہاؤ کی شرح سے اب حساب کیا جا سکتا ہے:
The corresponding fuel weight flow rates can be computed now:
 
<math>F=c_p P_{br}</math>
 
زور دیئے جانے کی طاقت، کھینچنے کی رفتار سے ضرب دی جاتی ہے، جو بائیں طرف سے کھینچنے کے تناسب سے حاصل کی جاتی ہے:
Thrust power, is the speed multiplied by the drag, is obtained from the [[lift-to-drag ratio]]:
 
<math>P_a=V\frac{C_D}{C_L}W</math>
 
غیر منقسم، کھینچنے کا تناسب کرنے کے لئے مسلسل بائیں جانب پرواز کو سنبھالنے، اس سے بن جاتا ہے
The range integral, assuming flight at constant lift to drag ratio, becomes
 
<math>R=\frac{\eta_j}{c_p}\frac{C_L}{C_D}\int_{W_2}^{W_1}\frac{dW}{W}</math>
 
To obtain an [[analytic expression]] for range, it has to be noted that specific range and fuel weight flow rate can be related to the characteristics of the airplane and propulsion system; if these are constant:
 
<math>R=\frac{\eta_j}{c_p} \frac{C_L}{C_D} ln \frac{W_1}{W_2}</math>
 
===جیٹ دھکیل===
The range of jet aircraft can be derived likewise. Now, quasi-steady level flight is assumed. The relationship <math>D=\frac{C_D}{C_L}W</math> is used. The thrust can now be written as:
 
<math>T=D=\frac{C_D}{C_L}W</math>
 
Jet engines are characterized by a [[thrust specific fuel consumption]], so that rate of fuel flow is proportional to drag, rather than power.
 
<math>F=-c_TT=-c_T\frac{C_D}{C_L}W</math>
 
Using the [[lift (force)|lift]] equation,
<math>\frac{1}{2}\rho V^2 S C_L = W</math>
 
where <math>\rho</math> is the air density, and S the wing area.
 
the specific range is found equal to:
 
<math>\frac{V}{F}=\frac{1}{c_T W} \sqrt{\frac{W}{S}\frac{2}{\rho}\frac{C_L}{C_D^2}}</math>
 
Therefore, the range becomes:
 
<math>R=\int_{W_2}^{W_1}\frac{1}{c_T W} \sqrt{\frac{W}{S}\frac{2}{\rho}\frac{C_L}{C_D^2}}dW</math>
 
When cruising at a fixed height, a fixed [[angle of attack]] and a constant specific fuel consumption, the range becomes:
 
<math>R=\frac{2}{c_T} \sqrt{\frac{2}{S \rho} \frac{C_L}{C_D^2}} \left(\sqrt{W_1}-\sqrt{W_2} \right)</math>
 
where the compressibility on the aerodynamic characteristics of the airplane are neglected as the flight speed reduces during the flight.
 
===دریا گردی/بلند ہونا===
 
For long range jet operating in the [[stratosphere]], the speed of sound is constant, hence flying at fixed angle of attack and constant [[ماک]] causes the aircraft to climb, without changing the value of the local speed of sound. In this case:
 
<math>V=aM</math>
 
where <math>M</math> is the cruise Mach number and <math>a</math> the speed of sound. The range equation reduces to:
 
<math>R=\frac{aM}{c_T}\frac{C_L}{C_D}\int_{W_2}^{W_1}\frac{dW}{W}</math>
 
Or <math>R=\frac{aM}{c_T}\frac{C_L}{C_D}ln\frac{W_1}{W_2}</math>, also known as the ''Breguet range equation'' after the French aviation pioneer, [[Louis Charles Breguet|Breguet]].
 
==مزید دیکھیے==