Flugzeugstartmasse: Auslegung mit Missionskraftstoffanteilen

Die Missionssegmente werden über ihre Restmassenverhältnisse $q_i=m_{i+1}/m_i$ miteinander multipliziert. Für einen Strahlantrieb gelten $q_R=exp[-Rc_T/(V(L/D))]$ und $q_E=exp[-Ec_{T,l}/(L/D)_l]$ mit gewichtskraftbezogenem TSFC in s⁻¹. Beim Propellerantrieb wird der Reiseflugkoeffizient durch $g c_P/[eta_p(L/D)]$ und der Warteflugkoeffizient durch $g c_{P,l}V_l/[eta_{p,l}(L/D)_l]$ ersetzt, mit massenstrombezogenem Leistungs-SFC in kg/J. Für Warteflüge mit konstanter Geschwindigkeit gilt die Exponentialfunktion; die Propelleroption mit konstantem Auftriebsbeiwert verwendet $q_E=(1+k_E E/2)^{-2}$, hergeleitet durch Integration von $Vproptosqrt m$. Reserve-Reiseflug und Reservewarteflug bilden ein eigenes Segment. Die mitgeführte Kraftstoffmasse beträgt $(1+f_{extra})(1-prod q_i)m_0$.

Der Leermassenanteil ist $f_e=k_e A(m_0/m_{lb})^C$, wobei $m_{lb}=0.45359237$ kg gilt. Ein fester Anteil wird mit $C=0$ umgesetzt. Im Zähler der Auslegungsgleichung steht Nutzlast plus Besatzung: $m_0=(m_{payload}+m_{crew})/(1-f_s-f_e)$. Eine Newton-Iteration mit Intervallabsicherung löst diese nichtlineare Bilanz und verwirft Lösungen oberhalb der Massenobergrenze.

Beim batterieelektrischen Flug bleibt die Masse konstant. Für Reise- und Warteflug beträgt der Energiebedarf je Gesamtmasse $gR/[eta_deta_p(L/D)]$ bzw. $gVE/[eta_deta_p(L/D)]$. Der Steigflug berücksichtigt zusätzlich die potenzielle Energie und die Arbeit gegen den Luftwiderstand entlang der Steigflugstrecke. Die Energiezuschläge für Warmlauf, Sinkflug und Landung werden vorgegeben. Der Batteriemassenanteil ist $(1+f_{extra,E})e_{mission}/(u e_{pack})$. Die Reichweitengleichung bei konstanter Masse folgt Staack, Sobron and Krus (2021), Eq. 2; die Energiegleichungen der übrigen Segmente werden hier aus der Arbeits- und Leistungsbilanz hergeleitet.

Mit $D=1-f_s-(1+C)f_e$ beträgt der Nutzlast-Aufwuchsfaktor $1/D$ und der Reichweiten-Aufwuchsfaktor $m_0(partial f_s/partial R)/D$. Für die Differentiation nach der Reichweite wird ein Intervall von 0,01 km verwendet; die Parameterelastizitäten werden mit einer Änderung um 0,01 % bestimmt. Jeder dargestellte Entwurfspunkt wird unabhängig gelöst.

Eine unabhängige adaptive DGL-Integration der Massenabnahme prüft die geschlossene Flugdauergleichung für den Warteflug, einschließlich des Propellerfalls mit konstantem Auftriebsbeiwert.

Nutzlast und Besatzung bleiben an Bord. L/D, SFC, Propellerwirkungsgrad und Antriebswirkungsgrad sind innerhalb jedes Segments konstant. Der TSFC für Strahltriebwerke ist der Gewichtskraftstrom des Kraftstoffs geteilt durch den Schub; ein massenstrombezogener TSFC in kg/(N·s) muss zunächst mit der Normfallbeschleunigung multipliziert werden. Der SFC für Propellerantriebe ist die Kraftstoffmasse je Wellenenergie.

Die Reichweite entspricht der gesamten Reiseflugstrecke ohne den separat modellierten Steigflug, Sinkflug und Reserveflug. Ein Warteflug mit konstantem Auftriebsbeiwert beginnt jedes Mal mit der eingegebenen Wartefluggeschwindigkeit. Der elektrische Steigflug erfolgt mit konstanter Geschwindigkeit; im Sinkflug wird keine Energie zurückgewonnen. Die spezifische Packenergie umfasst das Batteriegehäuse und die Hardware des Batteriemanagementsystems; der nutzbare Anteil berücksichtigt Entlade- und Alterungsgrenzen. Die Leermasse umfasst Antrieb und Flugzeugsysteme, schließt jedoch Besatzung, Nutzlast sowie das gesamte Batteriepack bzw. den mitgeführten Kraftstoff aus.

In der Segmenttabelle bezeichnet der Speicherentnahmeanteil den Kraftstoffverbrauch geteilt durch die mitgeführte Kraftstoffmasse bzw. die verbrauchte Batterieenergie geteilt durch die nominale Energie des eingebauten Batteriepacks. Zusätzliche Zuschläge bleiben außerhalb der phasenweisen Entnahme.

Im Parametersensitivitätsdiagramm ist der Antriebsparameter bei Strahl- und Propellerflugzeugen der SFC im Reise- und Warteflug, bei batterieelektrischen Flugzeugen die spezifische Energie des eingebauten Batteriepacks.

Erstabschätzung für die Konzeptauslegung von Starrflüglern. Die Koeffizienten für konventionelle Flugzeuge sind historische statistische Anpassungen und keine Schätzungen der Komponentenmassen; wählen oder kalibrieren Sie eine eigene Korrelation für die Flugzeugklasse und den Massenbereich. Verwenden Sie bei Batterieflugzeugen eine fundierte eigene Korrelation oder einen festen Leermassenanteil ohne Batteriepack. Technologiefaktoren belegen keine strukturelle Realisierbarkeit.

Wie beim Missionsverfahren nach Raymer ist m₀ die anfängliche Auslegungsgesamtmasse vor dem kombinierten Zuschlag für Warmlauf / Start. Sie entspricht nicht der Masse auf der Startbahn nach dem Rollen. Die angezeigte Endmasse gilt, nachdem die modellierte Reserve geflogen wurde; die reguläre Landemasse mit verbleibenden Reserven steht in den Berechnungsschritten zur Verfügung. Reservestrecke, Reservewarteflug und zusätzlicher Zuschlag sind Auslegungsentscheidungen des Nutzers und keine behördliche Kraftstoffvorgabe; vermeiden Sie eine doppelte Berücksichtigung derselben Reserve.

Eine gelöste Massenbilanz belegt lediglich die rechnerische Konsistenz dieses Modells. Sie bestimmt weder Flügelfläche, installierten Schub oder installierte Leistung, Steigleistung, Stabilität, Schwerpunktlage, Strukturfestigkeit, Überziehgeschwindigkeit, Start- und Landestrecke, Leistungsabgabefähigkeit des Batteriepacks, Kühlung, Batteriebrandschutz, nutzbares Tankvolumen noch zugelassene Grenzwerte. Verwenden Sie das Werkzeug nicht als betrieblichen Beladungs- oder Flugfreigaberechner. Prüfen Sie einen ausgearbeiteten Entwurf durch eine komponentenweise Massenermittlung und eine detaillierte Missionsanalyse.

Die Lösungssuche ist durch die eingegebene Massenobergrenze und die relative Toleranz der Massenbilanz begrenzt. Lücken in den Parameterkurven kennzeichnen verworfene Entwürfe; sie stellen keine interpolierten zulässigen Punkte dar. Alle Kurven enthalten 81–101 unabhängig gelöste Stützstellen.