Os gráficos de desempenho de aeronaves funcionam todos da mesma maneira. Infelizmente, este apenas dá a velocidade de subida a 85 nós de velocidade no ar indicada (KIAS).
Para encontrar a velocidade de subida em velocidades diferentes, é necessário ter mais conhecimento sobre a estrutura da aeronave. Então você pode aplicar uma aproximação simples seguindo este procedimento .
O gráfico não diz onde está a aeronave polar. Subirá melhor ao voar mais rápido ou não? Isso é impossível dizer. Como você tem apenas uma velocidade e uma configuração de potência, mas uma variedade de massas, a aeronave não estará em sua melhor configuração de subida para a maioria dos pontos. Podemos fazer uma suposição e declarar a massa de referência de 1700 kg como o ponto em que as condições citadas são ótimas. Mas então eu precisaria de pelo menos o arrasto zero-lift e a razão de aspecto para fazer outras suposições.
Da resposta anterior pegamos a equação de velocidade de subida $ v_z = \ frac {v} {C} \ cdot sin \ gamma = \ frac {v} {C} \ cdot \ frac {TD} {m \ cdot g} $$ e defina o fator de correção C = 1 por enquanto. O erro resultante é pequeno em baixas velocidades. Agora precisamos de arrastar e empurrar.
Primeiro arraste: O coeficiente de arrasto $ c_D $ é aproximadamente $$ c_D = c_ {D0} + \ frac {c_L ^ 2} {\ pi \ cdot AR \ cdot \ epsilon} $$ com a relação de aspecto conhecida $ AR $ e um fator Oswald assumido $ \ epsilon $ de 0.85. Para chegar a partir daqui, precisamos multiplicar isso com a pressão dinâmica $ q = ½ \ rho \ cdot v ^ 2 $ e a área de referência $ S $: $$ D = ½ \ rho \ cdot v ^ 2 \ cdot S \ cdot c_ {D0} + \ frac {(1700 \ cdot g) ^ 2} {½ \ rho \ cdot v ^ 2 \ cdot S \ cdot \ pi \ cdot AR \ cdot \ epsilon} = ½ \ rho \ cdot v ^ 2 \ cdot S \ cdot c_ {D0} + \ frac {(1700 \ cdot g) ^ 2} {½ \ rho \ cdot v ^ 2 \ cdot \ pi \ cdot b ^ 2 \ cdot \ epsilon} $$ quando substituímos $ AR = b ^ 2 / S $ por $ b $ o espaço do seu avião. Como eu disse antes, o arrastamento induzido depende do alcance, não da relação de aspecto .
Agora, para o impulso. Em uma hélice, a potência da aeronave é constante e o impulso é inverso com a velocidade no ar. Não indicado, mas a verdadeira velocidade, por isso precisamos ter cuidado. No nível do mar, ambos são iguais e o empuxo é simples: $$ T = \ left (½ \ rho \ cdot v_ {ref} ^ 2 \ cdot S \ cdot c_ {D0} + \ frac {(1700 \ cdot g) ^ 2} {½ \ rho \ cdot v_ {ref} ^ 2 \ cdot \ pi \ cdot b ^ 2 \ cdot \ epsilon} + \ frac {5.5} {v_ {ref}} \ cdot1700 \ cdot g \ right) \ cdot \ frac {v_ {ref}} {v} $$
com $ v_ {ref} $ = 43.7278 m / s, que é de 85 kts em unidades sãs. Os dois primeiros termos do parêntese parecem familiares: eles são a contribuição do arrasto. O terceiro termo é responsável pela velocidade de subida de 5,5 m / s no ponto de referência na altitude do nível do mar, o que explica a mudança na energia potencial. Se você precisar de empuxo em altitudes mais altas, corrija $ v_ {ref} $ com a raiz quadrada da taxa de densidade.
Se essas equações parecerem assustadoras, continue resolvendo a velocidade de subida: $$ v_z = \ frac {v} {C} \ cdot \ frac {\ left (D + \ frac {v_ {z} {ref}}} {v_ {ref}} \ cdot m \ cdot g \ direito) \ cdot \ frac {v_ {ref}} {v} - D} {m \ cdot g} $$ $$ v_z = \ frac {1} {C} \ cdot \ left (\ frac {D \ cdot \ left (v_ {ref} -v \ right)} {m \ cdot g} + v_ {z_ {ref}} \ right) $$