Open Library - ett öppet bibliotek med pedagogisk information. Struktur av flygplanets rörelseekvationer Longitudinella rörelser hos ett flygplan

1 $ \u003d Shch D8V + m Ja + M Ja + D 8;

Yv=c!/oSpV0; Ya = cauS;

Värden av koefficienter Cti Cy, Cx, Cy, niz, fflz, fflz, tftz Bestäms med hjälp av grafer sammanställda på grundval av resultaten av blåsande modeller av flygplan i vindtunnlar och flygtester av flygplanet. Egenskaper Pb är nödvändiga när man överväger fall där rörelsen av styrelementet av dragkraft sker i en störd rörelse, till exempel när man beaktar den longitudinella rörelsen hos ett flygplan som styrs samtidigt av en autopilot och en autothrottle (automatisk hastighetskontroll). Om i processen med störd rörelse D6d=0, är ​​den sista termen i ekvationerna (1.16 och 1.17) lika med noll. När man analyserar stabiliteten för rörelsen hos ett okontrollerat flygplan (med reglagen fastklämda), måste man ta hänsyn till att stabiliteten för en sådan rörelse är helt oberoende av xe-koordinaten och praktiskt taget inte beror på, på grund av försummelsen av påverkan av Рн och Тн, på koordinaten yg. Därför kan ekvationerna (1.19 och 1.20) uteslutas från beaktande när man analyserar stabiliteten hos flygplansrörelser utan ett automatiskt kontrollsystem.

105" höjd="32">

L, . ". Söder-^=M-A. v0 K0

Observera att termerna som innehåller kontrollkoordinaterna 6D och 6B finns på höger sida av ekvationerna. Det karakteristiska polynomet för systemet med rörelseekvationer för ett okontrollerat flygplan (med kontrollerna fastklämda) har följande form:

A(p) = P4 -f njP3 + d0P2 + a3p - f d4, (1,24)

där yi = yu + £a-+ - f r -;

+ - f s. + ^b+c;)("vr -60);

J3 = Г" (rtK ~ + + + ^4)(a6^V ~av b*)>

ai - ca(atbv - avbH).

Enligt Hurwitz-Rauth-kriteriet är rörelsen som beskrivs av fjärde ordningens ekvation stabil när koefficienterna ab, a2, a3 och a4 är positiva och a3(aia2-az)-a4ai2>0.

Dessa villkor uppfylls vanligtvis inte bara för inflygningslägen, utan också för alla flygmoder för subsoniska civila flygplan. Rötterna till det karakteristiska polynomet (1.24) är vanligtvis komplext konjugat, olika i storlek, och de motsvarar två olika oscillerande rörelser. En av dessa rörelser (kort-periodisk) har en kort period med kraftig dämpning. Den andra rörelsen (långperiodisk eller phugoid) är en långsamt sönderfallande rörelse med en lång period.

Som ett resultat kan den störda längsgående rörelsen betraktas som en ömsesidig påläggning av dessa två rörelser. Med tanke på att perioderna för dessa rörelser är mycket olika och att den kortperiodiska svängningen avtar relativt snabbt (på 2-4 sek), visar det sig att det är möjligt att betrakta kortperiodiska och långperiodiska rörelser isolerat från varje Övrig.

Förekomsten av kortvarig rörelse är förknippad med en kränkning av balansen mellan kraftmomenten som verkar i flygplanets längsgående plan. Denna överträdelse kan till exempel vara resultatet av en vindstörning, vilket leder till en förändring av flygplanets anfallsvinkel, aerodynamiska krafter och moment. På grund av obalansen i momenten börjar flygplanet vända sig om den tvärgående axeln Oz. Om rörelsen är stabil kommer den att återgå till det tidigare värdet för attackvinkeln. Om emellertid obalansen i momenten uppstod på grund av hissens avböjning, kommer flygplanet, som ett resultat av en kortvarig rörelse, att nå en ny attackvinkel, vid vilken balansen av momenten som verkar i förhållande till flygplanets tväraxel återställs.

Under en kort rörelseperiod hinner inte flygplanets hastighet ändras nämnvärt.

Därför, när vi studerar en sådan rörelse, kan vi anta att den sker med hastigheten av opåverkad rörelse, det vill säga vi kan ta DE-0. Om vi ​​antar att den initiala regimen är nära nivåflygning (0"0), kan vi utesluta termen som innehåller bg från övervägande.

I det här fallet tar ekvationssystemet som beskriver flygplanets kortperiodiska rörelse följande form:

dB - &aDa=0;

D b + e j D& - f sk Ja - f sada \u003d \u003d s5Dyv; Db = D& - Ja.

Det karakteristiska polynomet för detta ekvationssystem är:

A(/>)k = q(/>2 + ai/> + a. Φ där a=bLsk+c>

Den korta periodrörelsen är stabil om koefficienterna i och 02 är positiva, vilket vanligtvis är fallet, eftersom värdena b*, cx, r i fältet för driftförhållanden är väsentligen positiva.

niya tenderar till noll. Samtidigt värdet

frekvensen av naturliga svängningar hos flygplanet i kortvarig rörelse, och värdet är deras dämpning. Det första värdet bestäms huvudsakligen av koefficienten ml, som kännetecknar graden av longitudinell statisk stabilitet hos flygplanet. Koefficienten ml beror i sin tur på flygplanets inriktning, d.v.s. på den relativa positionen för appliceringspunkten för den aerodynamiska kraften och flygplanets massacentrum.

Den andra kvantiteten, som bestämmer dämpningen, bestäms

i stor utsträckning av koefficienterna för momenten mlz och m% ■ Koefficienten m'"gg beror på arean av den horisontella svansenheten och dess avstånd från massans centrum, och koefficienten ml beror också på fördröjningen i praktiken, på grund av den stora dämpningen, har förändringen i anfallsvinkeln karaktären nästan aperiodisk.

Nollroten p3 indikerar flygplanets neutralitet med avseende på vinklarna q och 0. Detta är en konsekvens av den gjorda förenklingen (DE = 0) och uteslutningen från hänsyn till krafter som är förknippade med en förändring i stigningsvinkeln, vilket är tillåtet endast under den inledande perioden av den störda längsgående rörelsen - kort period *. Förändringar i vinklarna A# och DO beaktas i den långa periodrörelsen, vilket kan förenklas som att börja efter slutet av den korta periodrörelsen. På

1 Mer information om det här problemet finns i .

I det här fallet är La=0, och värdena för stignings- och lutningsvinklarna för banan skiljer sig från värdena som ägde rum i den initiala ostörda rörelsen. Som ett resultat störs balansen av kraftprojektioner på tangenten och normalen till banan, vilket leder till uppkomsten av långvariga svängningar, under vilka förändringar inträffar inte bara i vinklarna 0 och 0, utan också i flyghastigheten . Om rörelsen är stabil återställs kraftbalansen och svängningarna dör ut.

För en förenklad studie av rörelse under långa perioder räcker det alltså att betrakta ekvationerna för projektioner av krafter på tangenten och normalen till banan, med antagande av Da = 0. Sedan tar systemet av ekvationer av längsgående rörelse formen:

(1.28)

Det karakteristiska polynomet för detta ekvationssystem har formen:

där ai = av-b^ a2=abbv - avbb.

Rörelsestabilitet tillhandahålls under villkoret «i>0; d2>0. Svängningsdämpningen beror väsentligt på värdena för derivatan Pv och koefficienten cXa, och frekvensen av naturliga svängningar beror också på koefficienten su, eftersom dessa koefficienter bestämmer storleken på projektionerna av krafter på tangenten och normalen till banan.

Det bör noteras att för fall av plan flygning, stigning och nedstigning med små vinklar 0, har koefficienten bb ett mycket litet värde. När man exkluderar en medlem som innehåller

från den andra ekvationen (1.28) får vi vid = av; a2 = aebv.

Sida 1

Ett flygplans rörelse som en stel kropp består av två rörelser: masscentrumets rörelse och rörelsen runt masscentrumet. Eftersom flygplanet i var och en av dessa rörelser har tre frihetsgrader, kännetecknas dess rörelse i allmänhet av sex frihetsgrader. För att specificera rörelse vid någon tidpunkt måste sex koordinater anges som funktioner av tiden.

För att bestämma flygplanets position kommer vi att använda följande system med rektangulära koordinater (Fig. 2.1):

fast system Ox0y0z0, vars ursprung sammanfaller med flygplanets massacentrum, axeln Oy0 är riktad vertikalt, medan axlarna Ox0 och Oz0 är horisontella och har en fixerad riktning i förhållande till jorden;

kopplat system Ox1y1z1 med utgångspunkten i flygplanets masscentrum, vars axlar är riktade längs luftfartygets huvudtröghetsaxlar: Ox1-axeln är längs den längsgående axeln, Oy1-axeln är i symmetriplanet, Oz1-axeln är vinkelrät mot symmetriplanet;

hastighetssystemet Oxyz med ursprung i flygplanets masscentrum, vars Ox-axel är riktad längs hastighetsvektorn V, Oy-axeln är i symmetriplanet och Oz-axeln är vinkelrät mot symmetriplanet;

Positionen för det kopplade systemet Ox1y1z1 med avseende på det stationära systemet Ox0y0z0 kännetecknas av Euler-vinklarna: φ är rullningsvinkeln, ψ är girvinkeln och J är stigningsvinkeln.

Flyghastighetsvektorns V position i förhållande till det associerade systemet Ox1y1z1 kännetecknas av anfallsvinkeln α och glidningsvinkeln b.

Ofta, istället för ett tröghetskoordinatsystem, väljs ett system associerat med jorden. Masscentrumposition flygplan i detta koordinatsystem kan kännetecknas av flyghöjden H, lateral avvikelse från den givna flygbanan Z och tillryggalagd sträcka L.

Ris. 2.1 Koordinatsystem

Betrakta en planrörelse hos ett flygplan, där hastighetsvektorn för massacentrum sammanfaller med symmetriplanet. Flygplanet i höghastighetskoordinatsystemet visas i figur 2.2.

Ris. 2.2 Flygplan i hastighetskoordinatsystem

Ekvationerna för den längsgående rörelsen för flygplanets masscentrum i projektionen på axlarna OXa och OYa kommer att skrivas i formen

(2.1)

(2.2)

Där m är massan;

V är flygplanets flyghastighet;

P är motorns dragkraft;

a är anfallsvinkeln;

q är lutningsvinkeln för hastighetsvektorn mot horisonten;

Xa är dragkraften;

Ya är den aerodynamiska lyftkraften;

G är viktkraften.

Beteckna med Mz respektive Jz det totala momentet för de aerodynamiska krafter som verkar kring den tvärgående axeln som passerar genom masscentrum och tröghetsmomentet kring samma axel. Momentekvationen kring flygplanets tväraxel kommer att vara:

(2.3)

Om Мшв och Jв är gångjärnsmomentet och tröghetsmomentet för hissen kring dess rotationsaxel, Мв är kontrollmomentet som skapas av styrsystemet, då blir hissens rörelseekvation:

(2.4)

I fyra ekvationer (2.1) - (2.4) är fem storheter J, q, a, V och dv okända.

Som den saknade femte ekvationen tar vi den kinematiska ekvationen som relaterar till storheterna J, q och a (se fig. 2.2).

Närvaron av ett materialsymmetriplan i ett flygplan gör det möjligt att dela upp dess rumsliga rörelse i längsgående och laterala. Longitudinell rörelse avser flygplanets rörelse i ett vertikalt plan i frånvaro av rullning och slirning, med rodret och skevroder i neutralt läge. I detta fall sker två translationella och en rotationsrörelse. Translationell rörelse utförs längs hastighetsvektorn och längs den normala, roterande - runt Z-axeln. Längsgående rörelse kännetecknas av attackvinkeln α, banans vinkel θ, stigningsvinkeln, flyghastighet, flyghöjd, som samt hissens läge och storlek och riktning i det vertikala axialplanet DU.

Ekvationssystemet för flygplanets längdrörelse.

Ett slutet system som beskriver den longitudinella rörelsen hos ett flygplan kan separeras från det kompletta ekvationssystemet, förutsatt att parametrarna för lateral rörelse, såväl som avböjningsvinklarna för rullnings- och girkontrollerna, är lika med 0.

Relationen α = ν – θ tas från den första geometriska ekvationen efter dess transformation.

Den sista ekvationen i system 6.1 påverkar inte de andra och kan lösas separat. 6.1 är ett icke-linjärt system, eftersom innehåller produkter av variabler och trigonometriska funktioner, uttryck för aerodynamiska krafter.

För att få en förenklad linjär modell av flygplanets längsgående rörelse är det nödvändigt att införa vissa antaganden och utföra linjäriseringsproceduren. För att underbygga ytterligare antaganden måste vi överväga dynamiken i flygplanets längsgående rörelse med en stegvis hissavböjning.

Flygplanets reaktion på stegavvikelsen hos hissen. Uppdelningen av longitudinell rörelse i långsiktig och kortsiktig.

Med en stegavvikelse δ in uppstår ett moment M z (δ in), som roterar kring Z-axeln med en hastighet ω z. I det här fallet ändras tonhöjden och anfallsvinkeln. Med en ökning av anfallsvinkeln uppstår en ökning av lyftkraften och motsvarande moment av longitudinell statisk stabilitet M z (Δα), vilket motverkar momentet M z (δ c). I slutet av rotationen, vid en viss anfallsvinkel, kompenserar den för det.

Förändringen i anfallsvinkeln efter balansering av momenten M z (Δα) och M z (δ c) upphör, men pga. flygplanet har vissa tröghetsegenskaper, d.v.s. har ett tröghetsmoment I z relativt OZ-axeln, då är fastställandet av anfallsvinkeln oscillerande.

Vinkelsvängningar för flygplanet runt OZ-axeln kommer att dämpas med hjälp av det inneboende momentet för aerodynamisk dämpning М z (ω z). Lyftökningen börjar ändra riktningen för hastighetsvektorn. Även lutningsvinkeln för banan θ förändras. Detta påverkar i sin tur anfallsvinkeln. Baserat på balansen av momentlaster fortsätter stigningsvinkeln att förändras synkront med förändringen i lutningsvinkeln för banan. I detta fall är attackvinkeln konstant. Vinkelrörelser i ett litet intervall sker med hög frekvens, d.v.s. har en kort period och kallas kortperiod.

Efter att kortvariga svängningar dämpats blir en förändring i flyghastighet märkbar. Främst på grund av komponenten Gsinθ. Förändringen i hastighet ΔV påverkar ökningen av lyftkraften, och som ett resultat, lutningsvinkeln för banan. Det senare ändrar flyghastigheten. I detta fall uppstår fädningssvängningar av hastighetsvektorn i storlek och riktning.

Dessa rörelser kännetecknas av låg frekvens, bleknar långsamt, så de kallas långperiod.

När vi övervägde dynamiken i den längsgående rörelsen tog vi inte hänsyn till det extra lyftet som skapades av hissens avböjning. Denna ansträngning syftar till att minska den totala lyftkraften, därför observeras, för tunga flygplan, fenomenet neddragning - en kvalitativ avvikelse av banans lutningsvinkel med en samtidig ökning av stigningsvinkeln. Detta sker tills lyftökningen kompenserar för lyftkomponenten på grund av hissavböjning.

I praktiken uppstår inte långvariga fluktuationer, eftersom släcks i tid av piloten eller automatiska kontroller.

Överföringsfunktioner och blockdiagram av den matematiska modellen för longitudinell rörelse.

Överföringsfunktionen är bilden av utmatningsvärdet, enligt ingångsbilden vid noll initiala förhållanden.

Ett särdrag hos flygplanets överföringsfunktioner, som kontrollobjekt, är att förhållandet mellan utgående värde jämfört med ingångsvärdet tas med ett negativt tecken. Detta beror på det faktum att det inom aerodynamik är vanligt att betrakta avvikelser som skapar negativa ökningar i flygplanets rörelseparametrar som en positiv avvikelse från kontrollerna.

I operatorform ser notationen ut så här:

System 6.10, som beskriver flygplanets kortsiktiga rörelse, motsvarar lösningarna:

(6.11)

(6.12)

Således kan vi skriva överföringsfunktioner som relaterar attackvinkeln och vinkelhastigheten i stigningen från hissavböjningen

(6.13)

För att överföringsfunktionerna ska ha en standardform introducerar vi följande notation:

, , , , ,

Med hänsyn till dessa relationer skriver vi om 6.13:

(6.14)

Således kommer överföringsfunktionerna för banans lutningsvinkel och för stigningsvinkeln, beroende på hissens avvikelse, att ha följande form:

(6.17)

En av de viktigaste parametrarna som kännetecknar flygplanets längsgående rörelse är normal överbelastning. Överbelastning kan vara: Normal (längs OY-axeln), längsgående (längs OX-axeln) och lateral (längs OZ-axeln). Det beräknas som summan av de krafter som verkar på flygplanet i en viss riktning, dividerat med tyngdkraften. Projektioner på axeln låter dig beräkna värdet och dess förhållande med g.

- normal överbelastning,

Från den första kraftekvationen i system 6.3 får vi:

Med hjälp av uttryck för överbelastning skriver vi om:

För plana flygförhållanden ( :

Låt oss skriva ett blockschema som motsvarar överföringsfunktionen:

Sidokraften Za (δ n) skapar ett moment av rullning M x (δ n). Förhållandet mellan momenten M x (δ n) och M x (β) kännetecknar flygplanets direkta och omvända reaktioner på rodrets avböjning. Om M x (δ n) är större i absolut värde än M x (β), kommer flygplanet att luta i motsatt riktning av svängen.

Med hänsyn till ovanstående kan vi bygga ett blockdiagram för analys av flygplanets laterala rörelse när rodret avböjs.

I det så kallade flatsvängläget kompenseras rullmomenten av piloten eller ett lämpligt styrsystem. Det bör noteras att med en liten lateral rörelse rullar flygplanet, tillsammans med detta uppstår en lutning av lyftkraften, vilket orsakar en lateral projektion Y a sinγ, som börjar utveckla en stor lateral rörelse: flygplanet börjar glida på en lutande halvvinge, medan motsvarande aerodynamiska krafter och moment ökar, och därför börjar rollen spela de så kallade "spiralmomenten": M y (ω x) och M y (ω z). Det är rimligt att överväga en stor rörelse i sidled när flygplanet redan lutar, eller på exemplet med flygplanets dynamik när skevroden är avböjda.

Flygplansreaktion på skevroderavböjning.

När skevroder avböjs uppstår ett moment M x (δ e). Flygplanet börjar rotera runt den tillhörande axeln OX, och rullningsvinkeln γ visas. Dämpningsmomentet M x (ω x) motverkar flygplanets rotation. När flygplanet lutar på grund av en förändring i rullningsvinkeln uppstår en sidokraft Z g (Ya), som är resultatet av viktkraften och lyftkraften Ya. Denna kraft "vrider" hastighetsvektorn, medan spårvinkeln Ψ 1 börjar förändras, vilket leder till uppkomsten av glidvinkeln β och motsvarande kraft Z a (β), samt momentet för riktningsstatisk stabilitet M y (β), som börjar vända flygplanet med den längsgående axeln med en vinkelhastighet ω y. På grund av denna rörelse börjar girvinkeln ψ att ändras. Sidokraften Za (β) är riktad i motsatt riktning med avseende på kraften Z g (Ya), så den minskar något förändringshastigheten för spårvinkeln Ψ 1 .

Kraften Za (β) är också orsaken till momentet av statisk lateral stabilitet. M x (β), som i sin tur försöker få ut flygplanet ur rullningen, och vinkelhastigheten ω y och motsvarande spiralformade aerodynamiska moment M x (ω y) försöker öka rullningsvinkeln. Om M x (ω y) är större än M x (β) - uppstår den så kallade "spiralinstabiliteten", där rullningsvinkeln fortsätter att öka efter att skevrorna återgår till neutralläget, vilket leder till att flygplanet vänder med ökande vinkelhastighet.

En sådan sväng kallas en koordinerad sväng, med krängningsvinkeln inställd av piloten eller av det automatiska styrsystemet. Samtidigt, under svängen, kompenseras störande moment längs rullen M x β och M x ωy, medan rodret kompenserar för slirning, det vill säga β, Z a (β), M y (β) = 0, medan momentet M y (β ), som vände flygplanets längdaxel, ersätts av momentet från rodret M y (δ n), och sidokraften Z a (β), som förhindrade förändringen av spåret vinkel, ersätts av kraften Za (δ n). Vid en koordinerad sväng ökar hastigheten (manövrerbarheten) medan flygplanets längdaxel sammanfaller med flyghastighetsvektorn och svänger synkront med en förändring av vinkeln Ψ 1 .

Ett flygplan rör sig genom luften genom inverkan av aerodynamisk kraft, motorkraft och gravitation. Med aerodynamisk kraft och dess projektioner på axeln olika system koordinater vi träffade när vi studerade grunderna i aerodynamik. Tryckkraften genereras av flygplanets kraftverk. Vektorn är vanligtvis placerad i flygplanets basplan och bildar någon vinkel med 0-axeln X bundet koordinatsystem, men för enkelhetens skull kommer vi att anta att denna vinkel är lika med noll, och själva vektorn appliceras i masscentrum.

Flygningen av ett flygplan kan villkorligt delas upp i flera steg: start, klättring, planflygning, nedstigning och landning. Flygplanet kan också banka och utföra andra manövrar. I vissa skeden av flygningen kan flygplanets rörelser vara både stadiga och ostadiga. Med jämn rörelse flyger flygplanet med konstant hastighet, med konstanta anfallsvinklar, rullar och glider. Nedan kommer vi endast att överväga rörelse i stadigt tillstånd under stadierna av planflygning, klättring och nedstigning.

Flygning med jämn nivå är rak flygning med konstant hastighet på konstant höjd (se figur 39). Rörelseekvationerna för flygplanets massacentrum kommer att skrivas i detta fall enligt följande:

(48)

Eftersom attackvinkeln a är liten (i detta fall cos a » 1 och sin a » 0), kan vi skriva:

Ris. 39. Schema av krafter som verkar på flygplanet i stationärt tillstånd

planflygning

Om den första av dessa likheter inte uppfylls, kommer flygplanets hastighet antingen att öka eller minska, d.v.s. steady state-villkoret kommer inte att uppfyllas. Om lyftkraften inte är lika med tyngdkraften kommer flygplanet antingen att stiga eller falla, vilket innebär att villkoret för horisontell flygning inte kommer att uppfyllas. Från denna jämlikhet, med kunskap om lyftkraftsformeln (35), kan vi erhålla den hastighet som krävs för att utföra en horisontell flygning V g.p.

Givet att G = mg(var mär flygplanets massa, och gär det fria fallaccelerationen), kan vi skriva:

, (50)

(51)

Från denna formel kan man se att hastigheten för horisontell flygning beror på flygplanets massa, luftdensitet r (som beror på flyghöjden), vingarea S cr och lyftkoefficient C ja. Eftersom det C ja beror direkt på anfallsvinkeln a, då kommer varje värde på den horisontella flyghastigheten att motsvara ett enda värde på anfallsvinkeln. Därför ställer piloten in en viss motorkraft och en anfallsvinkel för att säkerställa en jämn flygning med den hastighet som krävs.

Steady-state stigning - rak linje uppåtgående rörelse av flygplanet med konstant hastighet. Diagrammet över de krafter som verkar på flygplanet under en stadig stigning med en banalutningsvinkel q visas i fig. 40.

Ris. 40. Schema över de krafter som verkar på flygplanet i stationärt tillstånd

klättra (anfallsvinkeln antas vara liten och visas inte)

I det här fallet kommer rörelseekvationerna att ha formen:

(52)

Det bör noteras att när du klättrar, dragkraften av motorerna P balanserar inte bara dragkraften X a, som i plan flygning, men också komponenten av gravitationen G sinq. lyftkraft Y a i detta fall krävs en mindre, eftersom G cosq< G.

En viktig egenskap hos flygplanet är dess stigningshastighet - den vertikala stigningshastigheten V y. Från fig. 40 visar att:

. (53)

En stadig nedstigning är en rak linje nedåtgående rörelse av ett flygplan med konstant hastighet. På fig. 41 visar ett diagram över de krafter som verkar på flygplanet under nedstigning.

Ris. 41. Schema över de krafter som verkar på flygplanet i stationärt tillstånd

minska (attackvinkeln antas vara liten och visas inte)

Rörelseekvationerna för en stadig nedgång är:

(54)

Om vi ​​dividerar den första ekvationen i systemet (54) med den andra får vi:

. (55)

Ekvation (55) visar att en stadig minskning är möjlig endast om dragkraften är mindre än luftmotståndet ( P < X a). Normalt sker minskningen vid låga dragkraftsvärden (vid tomgångskraft), så det kan antas att P» 0. Detta flygläge kallas glidning. I detta fall:

. (56)

En viktig egenskap är planeringsområdet L pl från en given höjd H kvm Det är lätt att se att:

. (58)

Det framgår av formel (58) att ju högre lyft-mot-drag-förhållandet för ett flygplan är, desto längre blir glidräckvidden.