Auslegungsbereich bei gegebenem Bereichsinkrement Taschenrechner

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✖Die harmonische Reichweite ist der Punkt, an dem das Flugzeug hinsichtlich des Transports von Nutzlasten strukturell am effizientesten ist, und stellt die maximale Reichweite für die maximale Nutzlast dar.ⓘ Obertonbereich [R_H]			+10% -10%
✖Die Reichweitenerhöhung eines Flugzeugs ist die maximale Gesamtreichweite, also die maximale Distanz, die ein Flugzeug zwischen Start und Landung zurücklegen kann.ⓘ Reichweitenerhöhung von Flugzeugen [ΔR]			+10% -10%

✖Die Auslegungsreichweite RD ist die beim Start mit dem maximalen Startgewicht erreichbare Distanz.ⓘ Auslegungsbereich bei gegebenem Bereichsinkrement [R_D]

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Formel

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Auslegungsbereich bei gegebenem Bereichsinkrement

Formel

`"R"_{"D"} = "R"_{"H"}-"ΔR"`

Beispiel

`"52km"="123km"-"71km"`

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Auslegungsbereich bei gegebenem Bereichsinkrement Lösung

SCHRITT 0: Zusammenfassung vor der Berechnung

Gebrauchte Formel

Design-Bereich = Obertonbereich-Reichweitenerhöhung von Flugzeugen
R_D = R_H-ΔR
Diese formel verwendet 3 Variablen

Verwendete Variablen

Design-Bereich - (Gemessen in Meter) - Die Auslegungsreichweite RD ist die beim Start mit dem maximalen Startgewicht erreichbare Distanz.
Obertonbereich - (Gemessen in Meter) - Die harmonische Reichweite ist der Punkt, an dem das Flugzeug hinsichtlich des Transports von Nutzlasten strukturell am effizientesten ist, und stellt die maximale Reichweite für die maximale Nutzlast dar.
Reichweitenerhöhung von Flugzeugen - (Gemessen in Meter) - Die Reichweitenerhöhung eines Flugzeugs ist die maximale Gesamtreichweite, also die maximale Distanz, die ein Flugzeug zwischen Start und Landung zurücklegen kann.

SCHRITT 1: Konvertieren Sie die Eingänge in die Basiseinheit

Obertonbereich: 123 Kilometer --> 123000 Meter (Überprüfen sie die konvertierung hier)
Reichweitenerhöhung von Flugzeugen: 71 Kilometer --> 71000 Meter (Überprüfen sie die konvertierung hier)

SCHRITT 2: Formel auswerten

Eingabewerte in Formel ersetzen

R_D = R_H-ΔR --> 123000-71000

Auswerten ... ...

R_D = 52000

SCHRITT 3: Konvertieren Sie das Ergebnis in die Ausgabeeinheit

52000 Meter -->52 Kilometer (Überprüfen sie die konvertierung hier)

ENDGÜLTIGE ANTWORT

52 Kilometer <-- Design-Bereich

(Berechnung in 00.004 sekunden abgeschlossen)

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Credits

Erstellt von Himanshu Sharma

Nationales Institut für Technologie, Hamirpur (NITH), Himachal Pradesh

Himanshu Sharma hat diesen Rechner und 50+ weitere Rechner erstellt!

Geprüft von Kartikay Pandit

Nationales Institut für Technologie (NIT), Hamirpur

Kartikay Pandit hat diesen Rechner und 400+ weitere Rechner verifiziert!

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Geschwindigkeit bei maximaler Ausdauer bei vorläufiger Ausdauer für Propeller-angetriebene Flugzeuge

Gehen Geschwindigkeit für maximale Ausdauer = (Verhältnis von Hub zu Widerstand bei maximaler Ausdauer*Propellereffizienz*ln(Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Wartephase/Gewicht des Flugzeugs am Ende der Loiter-Phase))/(Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch*Ausdauer von Flugzeugen)

Vorläufige Lebensdauer für Flugzeuge mit Propellerantrieb

Gehen Ausdauer von Flugzeugen = (Verhältnis von Hub zu Widerstand bei maximaler Ausdauer*Propellereffizienz*ln(Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Wartephase/Gewicht des Flugzeugs am Ende der Loiter-Phase))/(Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch*Geschwindigkeit für maximale Ausdauer)

Geschwindigkeit zur Maximierung der Reichweite bei gegebener Reichweite für Düsenflugzeuge

Gehen Geschwindigkeit bei maximalem Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand = (Reichweite von Flugzeugen*Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch)/(Maximales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand eines Flugzeugs*ln(Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reisephase/Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reisephase))

Optimale Reichweite für Düsenflugzeuge in der Reiseflugphase

Gehen Reichweite von Flugzeugen = (Geschwindigkeit bei maximalem Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand*Maximales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand eines Flugzeugs)/Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch*ln(Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reisephase/Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reisephase)

Optimale Reichweite für Propellerflugzeuge in der Reiseflugphase

Gehen Reichweite von Flugzeugen = (Propellereffizienz*Maximales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand eines Flugzeugs)/Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch*ln(Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reisephase/Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reisephase)

Vorläufige Ausdauer für Düsenflugzeuge

Gehen Ausdauer von Flugzeugen = (Maximales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand eines Flugzeugs*ln(Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reisephase/Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reisephase))/Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch

Maximaler Auftrieb über Widerstand

Gehen Maximales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand eines Flugzeugs = Landungsmassenanteil*((Seitenverhältnis eines Flügels)/(Nassbereich von Flugzeugen/Referenzbereich))^(0.5)

Vorläufiger Startgewichtsaufbau für bemannte Flugzeuge

Gehen Gewünschtes Startgewicht = Nutzlast befördert+Betriebsleergewicht+Mitzuführendes Kraftstoffgewicht+Gewicht der Besatzung

Nutzlastgewicht gegebenes Startgewicht

Gehen Nutzlast befördert = Gewünschtes Startgewicht-Betriebsleergewicht-Gewicht der Besatzung-Mitzuführendes Kraftstoffgewicht

Besatzungsgewicht bei Startgewicht

Gehen Gewicht der Besatzung = Gewünschtes Startgewicht-Nutzlast befördert-Mitzuführendes Kraftstoffgewicht-Betriebsleergewicht

Treibstoffgewicht bei Startgewicht

Gehen Mitzuführendes Kraftstoffgewicht = Gewünschtes Startgewicht-Betriebsleergewicht-Nutzlast befördert-Gewicht der Besatzung

Leergewicht bei Startgewicht

Gehen Betriebsleergewicht = Gewünschtes Startgewicht-Mitzuführendes Kraftstoffgewicht-Nutzlast befördert-Gewicht der Besatzung

Vorläufiges aufgebautes Startgewicht für bemannte Flugzeuge unter Berücksichtigung des Treibstoff- und Leergewichtsanteils

Gehen Gewünschtes Startgewicht = (Nutzlast befördert+Gewicht der Besatzung)/(1-Kraftstoffanteil-Leergewichtsanteil)

Leergewichtsanteil bei gegebenem Startgewicht und Treibstoffanteil

Gehen Leergewichtsanteil = 1-Kraftstoffanteil-(Nutzlast befördert+Gewicht der Besatzung)/Gewünschtes Startgewicht

Nutzlastgewicht bei Kraftstoff- und Leergewichtsanteilen

Gehen Nutzlast befördert = Gewünschtes Startgewicht*(1-Leergewichtsanteil-Kraftstoffanteil)-Gewicht der Besatzung

Besatzungsgewicht bei Treibstoff- und Leergewichtsanteil

Gehen Gewicht der Besatzung = Gewünschtes Startgewicht*(1-Leergewichtsanteil-Kraftstoffanteil)-Nutzlast befördert

Treibstoffanteil bei Startgewicht und Leergewichtsanteil

Gehen Kraftstoffanteil = 1-Leergewichtsanteil-(Nutzlast befördert+Gewicht der Besatzung)/Gewünschtes Startgewicht

Kraftstoffgewicht bei gegebenem Kraftstoffanteil

Gehen Mitzuführendes Kraftstoffgewicht = Kraftstoffanteil*Gewünschtes Startgewicht

Startgewicht bei gegebenem Treibstoffanteil

Gehen Gewünschtes Startgewicht = Mitzuführendes Kraftstoffgewicht/Kraftstoffanteil

Kraftstoffanteil

Gehen Kraftstoffanteil = Mitzuführendes Kraftstoffgewicht/Gewünschtes Startgewicht

Auslegungsbereich bei gegebenem Bereichsinkrement

Gehen Design-Bereich = Obertonbereich-Reichweitenerhöhung von Flugzeugen

Startgewicht bei gegebenem Leergewichtsanteil

Gehen Gewünschtes Startgewicht = Betriebsleergewicht/Leergewichtsanteil

Leergewicht gegebener Leergewichtsanteil

Gehen Betriebsleergewicht = Leergewichtsanteil*Gewünschtes Startgewicht

Leergewichtsanteil

Gehen Leergewichtsanteil = Betriebsleergewicht/Gewünschtes Startgewicht

Winglet-Reibungskoeffizient

Gehen Reibungskoeffizient = 4.55/(log10(Winglet-Reynolds-Zahl^2.58))

Auslegungsbereich bei gegebenem Bereichsinkrement Formel

Design-Bereich = Obertonbereich-Reichweitenerhöhung von Flugzeugen
R_D = R_H-ΔR

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