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奥Ataseven
奥Ataseven 2021年11月28日
评论道: 奥Ataseven2021年11月28日
函数[]= FuelJetPlot
H_climb = 0:500:35000;%的高度(英尺)
为k1 = 1:长度(H_climb)
%上升阶段
%推力计算
C_Tc_1 = .75979E + 06;
C_Tc_2 = .52423E + 05;
C_Tc_3 = .40968E-10;
Thr_jet_climb_ISA (k1) = C_Tc_1 * (1 - (H_climb (k1) / C_Tc_2) + C_Tc_3 * H_climb (k1) ^ 2);%最大爬和起飞推力喷气发动机[N]
刺(k1) = Thr_jet_climb_ISA (k1) / 1000;% [N] - > [kN]
% vta计算
Vcl_1 = 335;%的标准校准空速(kt)
Vcl_2 = 172.3;%的标准校准空速(kt) - > (m / s)(找到马赫过渡高度)
Vcl_2_in_knots = 335;%标准校准空速(kt)(在海里找到结果,如果海拔10000英尺和马赫数之间的过渡高度)
M_cl = 0.86;%的标准校准空速(kt)
K = 1.4;%的空气绝热指数
R = 287.05287;%真实气体常数空气(平方米/ (K·s2))
Bt = - 0.0065;% ISA温度梯度与对流层顶高度低于(K / m)
T0 = 288.15;%标准大气温度与韩剧[K]
g0 = 9.80665;%重力加速度(m / s2)
a0 = 340.294;%声速(米/秒)
CV_min = 1.3;%的最低速度系数
Vstall_TO = .14200E + 03;%失速速度起飞(王者文化)
Vd_CL1 = 5;%上升速度增量低于1500英尺(飞机)
Vd_CL2 = 10;%上升速度增量低于3000英尺(飞机)
Vd_CL3 = 30;%上升速度增量低于4000英尺(飞机)
Vd_CL4 = 60;%上升速度增量低于5000英尺(飞机)
Vd_CL5 = 80;%上升速度增量低于6000英尺(飞机)
%上升速度
% 1)喷气式飞机
CAS_climb = Vcl_2;
Mach_climb = M_cl;
delta_trans = (((1 + ((K - 1) / 2) * (CAS_climb / a0) ^ 2) ^ (K / (K - 1))) 1) / (((1 + (K - 1) / 2 * Mach_climb ^ 2) ^ (K / (K - 1))) 1);%的压力比过渡高度
teta_trans = delta_trans ^ (bt * R / g0);%在转变温度比高度
H_p_trans_climb = (1000/0.348/6.5) * (T0 * (1-teta_trans));%转换高度攀登(英尺)
如果(0 < = H_climb (k1) &&H_climb (k1) < = 1499)
Vnom_climb_jet (k1) = CV_min * Vstall_TO + Vd_CL1;
elseif(1500 < = H_climb (k1) &&H_climb (k1) < = 2999)
Vnom_climb_jet (k1) = CV_min * Vstall_TO + Vd_CL2;
elseif(3000 < = H_climb (k1) &&H_climb (k1) < = 3999)
Vnom_climb_jet (k1) = CV_min * Vstall_TO + Vd_CL3;
elseif(4000 < = H_climb (k1) &&H_climb (k1) < = 4999)
Vnom_climb_jet (k1) = CV_min * Vstall_TO + Vd_CL4;
elseif(5000 < = H_climb (k1) &&H_climb (k1) < = 5999)
Vnom_climb_jet (k1) = CV_min * Vstall_TO + Vd_CL5;
elseif(6000 < = H_climb (k1) &&H_climb (k1) < = 9999)
Vnom_climb_jet (k1) = min (Vcl_1,250);
elseif(10000 < = H_climb (k1) &&H_climb (k1) < = H_p_trans_climb)
Vnom_climb_jet (k1) = Vcl_2_in_knots;
elseif(H_p_trans_climb < H_climb (k1))
Vnom_climb_jet (k1) = M_cl;
结束
Vcas (k1) = Vnom_climb_jet (k1) * 0.514;% (kn) - >(米/秒)
H_climb (k1) = H_climb (k1) * 0.3048;%[脚]- > [m]
K = 1.4;%的空气绝热指数
R = 287.05287;%真实气体常数空气(平方米/ (K·s2))
Bt = - 0.0065;% ISA温度梯度与对流层顶高度低于(K / m)
deltaT = 0;%的价值真正的温度T ISA条件[K]
T0 = 288.15;%标准大气温度与韩剧[K]
P0 = 101325;%火星科学实验室标准大气压力(Pa)
g0 = 9.80665;%重力加速度(m / s2)
p0 = 1.225;%的标准大气密度与韩剧(公斤/立方米)
visc = (K - 1) / K;
T (k1) = T0 + deltaT + Bt * H_climb (k1);%温度[K]
P (k1) = P0 * ((T (k1) -deltaT) / T0)。^ ((g0) / (Bt * R));% (Pa)的压力
p (k1) = p (k1)。/ (R * T (k1));%密度(公斤/ m ^ 3)
vta (k1) = (2 * P (k1) / visc / P (k1) * ((1 + P0 / P (k1) * ((1 + visc * P0 * Vcas (k1) * Vcas (k1) / 2 / P0)。^ (1 / visc) 1))。^ (visc) 1))。^ (1/2);%真实的空气速度(米/秒)
vta (k1) = vta (k1) * 1.94;% (m / s) - >(节)
%计算燃料消耗量
C_f1 = .58259E + 00;
C_f2 = .12839E + 04;
n_jet (k1) = C_f1 * (1 + vta (k1) / C_f2);%推力喷气式发动机的燃油消耗率(公斤/ (min·kN))
f_nom_jet (k1) = n_jet (k1) *刺(k1);%名义喷气式发动机的燃料流量(公斤/分钟),可用于攀爬的阶段
结束
H_cruise = 0:500:35000;%的高度(英尺)
为k2 = 1:长度(H_cruise)
%巡航阶段
%的速度计算
%的巡航速度
Vcr_1 = 320;%的标准校准空速(kt)
Vcr_2 = 164.62;%的标准校准空速(kt) - > (m / s)(找到马赫过渡高度)
Vcr_2_in_knots = 320;%标准校准空速(kt)(在海里找到结果,如果海拔10000英尺和马赫数之间的过渡高度)
M_cr = 0.84;%的标准校准空速(kt)
K = 1.4;%的空气绝热指数
R = 287.05287;%真实气体常数空气(平方米/ (K·s2))
Bt = - 0.0065;% ISA温度梯度与对流层顶高度低于(K / m)
% deltaT = 0;%的价值真正的温度T ISA条件[K]
T0 = 288.15;%标准大气温度与韩剧[K]
g0 = 9.80665;%重力加速度(m / s2)
a0 = 340.294;%声速(米/秒)
% 1)喷气式飞机
CAS_cruise = Vcr_2;
Mach_cruise = M_cr;
delta_trans = (((1 + ((K - 1) / 2) * (CAS_cruise / a0) ^ 2) ^ (K / (K - 1))) 1) / (((1 + (K - 1) / 2 * Mach_cruise ^ 2) ^ (K / (K - 1))) 1);%的压力比过渡高度
teta_trans = delta_trans ^ (bt * R / g0);%在转变温度比高度
H_p_trans_cruise = (1000/0.348/6.5) * (T0 * (1-teta_trans));%转换为巡航高度(英尺)
如果(0 < = H_cruise (k2) &&H_cruise (k2) < = 2999)
Vnom_cruise_jet (k2) = min (Vcr_1,170);
elseif(3000 < = H_cruise (k2) &&H_cruise (k2) < = 5999)
Vnom_cruise_jet (k2) = min (Vcr_1,220);
elseif(6000 < = H_cruise (k2) &&H_cruise (k2) < = 13999)
Vnom_cruise_jet (k2) = min (Vcr_1,250);
elseif(14000 < = H_cruise (k2) &&H_cruise (k2) < = H_p_trans_cruise)
Vnom_cruise_jet (k2) = Vcr_2_in_knots;
elseif(H_p_trans_cruise < H_cruise (k2))
Vnom_cruise_jet (k2) = M_cr;
结束
Vcas (k2) = Vnom_cruise_jet (k2) * 0.514;%(节)- >(米/秒)
%推力计算
L = .44225E + 06;% .44225E + 3吨= .44225E + 6公斤和W = L。
S = .51097E + 03;%的表面积(m ^ 2)
H_cruise (k2) = H_cruise (k2) * 0.3048;%[脚]- > [m]
K = 1.4;%的空气绝热指数
R = 287.05287;%真实气体常数空气(平方米/ (K·s2))
Bt = - 0.0065;% ISA温度梯度与对流层顶高度低于(K / m)
deltaT = 0;%的价值真正的温度T ISA条件[K]
T0 = 288.15;%标准大气温度与韩剧[K]
P0 = 101325;%火星科学实验室标准大气压力(Pa)
g0 = 9.80665;%重力加速度(m / s2)
p0 = 1.225;%的标准大气密度与韩剧(公斤/立方米)
visc = (K - 1) / K;
T (k2) = T0 + deltaT + Bt * H_cruise (k2);%温度[K]
P (k2) = P0 * ((T (k2) -deltaT) / T0)。^ ((g0) / (Bt * R));% (Pa)的压力
p (k2) = p (k2)。/ (R * T (k2));%密度(公斤/ m ^ 3)
vta (k2) = (2 * P (k2) / visc / P (k2) * ((1 + P0 / P (k2) * ((1 + visc * P0 * Vcas (k2) * Vcas (k2) / 2 / P0)。^ (1 / visc) 1))。^ (visc) 1))。^ (1/2);%真实的空气速度(米/秒)
Cl (k2) = 2 * L / (p (k2) * vta (k2) * vta (k2) * S);%升力系数
C_D0cr = .25669E-01;
C_D2cr = .39082E-01;
重金属镉(k2) = C_D0cr + C_D2cr * (Cl (k2)) ^ 2;%阻力系数
D (k2) = 1/2 * p (k2) * vta (k2) * vta (k2) * *重金属镉(k2);%阻力[N]
刺(k2) = D (k2) / 1000;%巡航阻力(推力)[N] - > [kN]
vta (k2) = vta (k2) * 1.94;% (m / s) - >(节)
%计算燃料消耗量
C_fcr = .89625E + 00;
C_f1 = .58259E + 00;
C_f2 = .12839E + 04;
n_jet (k2) = C_f1 * (1 + vta (k2) / C_f2);%推力喷气式发动机的燃油消耗率(公斤/ (min·kN))
f_cr_jet (k2) = n_jet (k2) *刺(k2) * C_fcr;%巡航燃料流量(公斤/分钟)
结束
H_descent = 0:500:35000;%的高度(英尺)
为k3 = 1:长度(H_descent)
%下降阶段
%最低燃料流量,fmin(公斤/分钟),对应于空闲喷气和涡轮螺旋桨发动机推力下降条件
%所以vta和推力的计算是不必要的。
%计算燃料消耗量
C_f3 = .45380E + 02;
C_f4 = .72929E + 05;
f_min_jet (k3) = C_f3 * (1-H_descent (k3) / C_f4);%最低燃料流量(公斤/分钟)
结束
图(1)
情节(H_climb f_nom_jet);
包含(的高度(英尺));
ylabel (的名义喷气式发动机的燃料流量(公斤/分钟)”);
标题(“H vs f爬升阶段”);
图(2)
情节(H_cruise f_cr_jet);
包含(的高度(英尺));
ylabel (“克鲁斯喷气式发动机的燃料流量(公斤/分钟)”);
标题(“H vs f巡航阶段”);
图(3)
情节(H_descent f_min_jet);
包含(的高度(英尺));
ylabel (“最低燃料流量喷气发动机(公斤/分钟)”);
标题(“H vs f下降阶段”);
结束
嗨,爬的代码块燃料消耗,克鲁斯和喷气发动机飞机的降落阶段高度。当我运行ccode,图一和图二的高度停在H = x = 10668英尺,但我希望他们结束在H = x = 35000英尺。如何解决这个问题?
,如果你看到任何错误在巡航阶段的一部分代码,请通知我,因为它的情节是错误的。
谢谢。

在回答这个问题。

接受的答案

西蒙•陈
西蒙•陈 2021年11月28日
你转换H_climb & H_cruise从[脚][m]价值乘以0.3048。
但是,没有这样H_descent转换变量。
你可以移除所需的转换和得到你的数据。
% H_climb (k1) = H_climb (k1) * 0.3048;%[脚]- > [m]
%
% H_cruise (k2) = H_cruise (k2) * 0.3048;%[脚]- > [m]
1评论
奥Ataseven
奥Ataseven 2021年11月28日
谢谢你指出的错误!
这些转换所必需的攀爬和巡航阶段,所以我重新定义了海拔攀登和巡航阶段的最后一行
H_climb = 0:500:35000;%重新定义高度(英尺),因为它是转换为[m]。
H_cruise = 0:500:35000;%重新定义高度(英尺),因为它是转换为[m]。
希望它不会改变计算。

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