Harmonischer Bereich bei gegebenem Bereichsinkrement Taschenrechner

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✖Das Reichweiteninkrement eines Flugzeugs ist die maximale Gesamtreichweite ist die maximale Entfernung, die ein Flugzeug zwischen Start und Landung zurücklegen kann.ⓘ Reichweitenerhöhung von Flugzeugen [ΔR]			+10% -10%
✖Die Auslegungsreichweite RD ist die erreichbare Entfernung beim Start mit dem maximalen Startgewicht.ⓘ Designbereich [R_D]			+10% -10%

✖Die harmonische Reichweite ist der Punkt, an dem das Flugzeug hinsichtlich des Nutzlasttransports strukturell am effizientesten ist, und stellt die maximale Reichweite für die maximale Nutzlast dar.ⓘ Harmonischer Bereich bei gegebenem Bereichsinkrement [R_H]

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Formel

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Harmonischer Bereich bei gegebenem Bereichsinkrement

Formel

`"R"_{"H"} = "ΔR"+"R"_{"D"}`

Beispiel

`"4220km"="3000km"+"1220km"`

Taschenrechner

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Harmonischer Bereich bei gegebenem Bereichsinkrement Lösung

SCHRITT 0: Zusammenfassung vor der Berechnung

Gebrauchte Formel

Harmonischer Bereich = Reichweitenerhöhung von Flugzeugen+Designbereich
R_H = ΔR+R_D
Diese formel verwendet 3 Variablen

Verwendete Variablen

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

SCHRITT 1: Konvertieren Sie die Eingänge in die Basiseinheit

Reichweitenerhöhung von Flugzeugen: 3000 Kilometer --> 3000000 Meter (Überprüfen sie die konvertierung hier)
Designbereich: 1220 Kilometer --> 1220000 Meter (Überprüfen sie die konvertierung hier)

SCHRITT 2: Formel auswerten

Eingabewerte in Formel ersetzen

R_H = ΔR+R_D --> 3000000+1220000

Auswerten ... ...

R_H = 4220000

SCHRITT 3: Konvertieren Sie das Ergebnis in die Ausgabeeinheit

4220000 Meter -->4220 Kilometer (Überprüfen sie die konvertierung hier)

ENDGÜLTIGE ANTWORT

4220 Kilometer <-- Harmonischer 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!

< 25 Vorläufiger Entwurf Taschenrechner

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 Loiter-Phase/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 Loiter-Phase/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 Auftriebs-Widerstands-Verhältnis von Flugzeugen*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 Auftriebs-Widerstands-Verhältnis von Flugzeugen)/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 Auftriebs-Widerstands-Verhältnis von Flugzeugen)/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 Auftriebs-Widerstands-Verhältnis von Flugzeugen*ln(Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reisephase/Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reisephase))/Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch

Maximaler Auftrieb über Widerstand

Gehen Maximales Auftriebs-Widerstands-Verhältnis von Flugzeugen = Landungsmassenanteil*((Seitenverhältnis eines Flügels)/(Nassbereich von Flugzeugen/Referenzbereich))^(0.5)

Vorläufiger Startgewichtsaufbau für bemannte Flugzeuge

Gehen Gewünschtes Startgewicht = Nutzlast befördert+Betriebsleergewicht+Zu transportierendes Kraftstoffgewicht+Besatzungsgewicht

Nutzlastgewicht gegebenes Startgewicht

Gehen Nutzlast befördert = Gewünschtes Startgewicht-Betriebsleergewicht-Besatzungsgewicht-Zu transportierendes Kraftstoffgewicht

Besatzungsgewicht bei Startgewicht

Gehen Besatzungsgewicht = Gewünschtes Startgewicht-Nutzlast befördert-Zu transportierendes Kraftstoffgewicht-Betriebsleergewicht

Treibstoffgewicht bei Startgewicht

Gehen Zu transportierendes Kraftstoffgewicht = Gewünschtes Startgewicht-Betriebsleergewicht-Nutzlast befördert-Besatzungsgewicht

Leergewicht bei Startgewicht

Gehen Betriebsleergewicht = Gewünschtes Startgewicht-Zu transportierendes Kraftstoffgewicht-Nutzlast befördert-Besatzungsgewicht

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

Gehen Gewünschtes Startgewicht = (Nutzlast befördert+Besatzungsgewicht)/(1-Kraftstoffanteil-Leergewichtsanteil)

Leergewichtsanteil bei gegebenem Startgewicht und Treibstoffanteil

Gehen Leergewichtsanteil = 1-Kraftstoffanteil-(Nutzlast befördert+Besatzungsgewicht)/Gewünschtes Startgewicht

Nutzlastgewicht bei Kraftstoff- und Leergewichtsanteilen

Gehen Nutzlast befördert = Gewünschtes Startgewicht*(1-Leergewichtsanteil-Kraftstoffanteil)-Besatzungsgewicht

Besatzungsgewicht bei Treibstoff- und Leergewichtsanteil

Gehen Besatzungsgewicht = Gewünschtes Startgewicht*(1-Leergewichtsanteil-Kraftstoffanteil)-Nutzlast befördert

Treibstoffanteil bei Startgewicht und Leergewichtsanteil

Gehen Kraftstoffanteil = 1-Leergewichtsanteil-(Nutzlast befördert+Besatzungsgewicht)/Gewünschtes Startgewicht

Kraftstoffgewicht bei gegebenem Kraftstoffanteil

Gehen Zu transportierendes Kraftstoffgewicht = Kraftstoffanteil*Gewünschtes Startgewicht

Startgewicht bei gegebenem Treibstoffanteil

Gehen Gewünschtes Startgewicht = Zu transportierendes Kraftstoffgewicht/Kraftstoffanteil

Kraftstoffanteil

Gehen Kraftstoffanteil = Zu transportierendes Kraftstoffgewicht/Gewünschtes Startgewicht

Auslegungsbereich bei gegebenem Bereichsinkrement

Gehen Designbereich = Reichweitenerhöhung von Flugzeugen+Harmonischer Bereich

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))

Harmonischer Bereich bei gegebenem Bereichsinkrement Formel

Harmonischer Bereich = Reichweitenerhöhung von Flugzeugen+Designbereich
R_H = ΔR+R_D

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