Helikopter-Flugplatz Lösung

SCHRITT 0: Zusammenfassung vor der Berechnung
Gebrauchte Formel
Reichweite von Flugzeugen = 270*Gewicht des Kraftstoffs/Flugzeuggewicht*Auftriebskoeffizient/Widerstandskoeffizient*Rotoreffizienz*(Koeffizient des Leistungsverlusts)/Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
Diese formel verwendet 8 Variablen
Verwendete Variablen
Reichweite von Flugzeugen - (Gemessen in Meter) - Die Reichweite eines Flugzeugs ist definiert als die Gesamtentfernung (gemessen in Bezug auf den Boden), die das Flugzeug mit einer Tankfüllung zurücklegt.
Gewicht des Kraftstoffs - (Gemessen in Kilogramm) - Das Gewicht des Treibstoffs ist das Gewicht des im Flugzeug vor dem Start vorhandenen Treibstoffs.
Flugzeuggewicht - (Gemessen in Newton) - Das Flugzeuggewicht ist das Gesamtgewicht des Flugzeugs zu jedem Zeitpunkt während des Fluges oder Bodenbetriebs.
Auftriebskoeffizient - Der Auftriebskoeffizient ist ein dimensionsloser Koeffizient, der den von einem Auftriebskörper erzeugten Auftrieb mit der Flüssigkeitsdichte um den Körper herum, der Flüssigkeitsgeschwindigkeit und einer zugehörigen Referenzfläche in Beziehung setzt.
Widerstandskoeffizient - Der Widerstandskoeffizient ist eine dimensionslose Größe, die zur Quantifizierung des Widerstands eines Objekts in einer flüssigen Umgebung wie Luft oder Wasser verwendet wird.
Rotoreffizienz - Der Rotorwirkungsgrad ist definiert als das Verhältnis des Ausgangs zu dem des Eingangs, der Rotorwirkungsgrad des Dreiphasen-Induktionsmotors.
Koeffizient des Leistungsverlusts - Der Leistungsverlustkoeffizient findet bei der Leistungsübertragung zwischen Rotoren und Wellen aufgrund von Kühlung statt.
Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch - (Gemessen in Kilogramm / Sekunde / Watt) - Der leistungsspezifische Kraftstoffverbrauch ist ein Merkmal des Motors und definiert als das Gewicht des verbrauchten Kraftstoffs pro Leistungseinheit und Zeiteinheit.
SCHRITT 1: Konvertieren Sie die Eingänge in die Basiseinheit
Gewicht des Kraftstoffs: 18000 Kilogramm --> 18000 Kilogramm Keine Konvertierung erforderlich
Flugzeuggewicht: 1001 Newton --> 1001 Newton Keine Konvertierung erforderlich
Auftriebskoeffizient: 1.1 --> Keine Konvertierung erforderlich
Widerstandskoeffizient: 0.5 --> Keine Konvertierung erforderlich
Rotoreffizienz: 3.33 --> Keine Konvertierung erforderlich
Koeffizient des Leistungsverlusts: 2.3 --> Keine Konvertierung erforderlich
Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch: 0.6 Kilogramm / Stunde / Watt --> 0.000166666666666667 Kilogramm / Sekunde / Watt (Überprüfen sie die konvertierung ​hier)
SCHRITT 2: Formel auswerten
Eingabewerte in Formel ersetzen
R = 270*GT/Wa*CL/CDr*(ξ)/c --> 270*18000/1001*1.1/0.5*3.33*(2.3)/0.000166666666666667
Auswerten ... ...
R = 490849318.681318
SCHRITT 3: Konvertieren Sie das Ergebnis in die Ausgabeeinheit
490849318.681318 Meter -->490849.318681318 Kilometer (Überprüfen sie die konvertierung ​hier)
ENDGÜLTIGE ANTWORT
490849.318681318 490849.3 Kilometer <-- Reichweite von Flugzeugen
(Berechnung in 00.020 sekunden abgeschlossen)

Credits

Creator Image
Erstellt von Kaki Varun Krishna
Mahatma Gandhi Institute of Technology (MGIT), Hyderabad
Kaki Varun Krishna hat diesen Rechner und 25+ weitere Rechner erstellt!
Verifier Image
Geprüft von Abhinav Gupta
Verteidigungsinstitut für fortgeschrittene Technologie (DRDO) (DIAT), Pune
Abhinav Gupta hat diesen Rechner und 8 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))

Helikopter-Flugplatz Formel

Reichweite von Flugzeugen = 270*Gewicht des Kraftstoffs/Flugzeuggewicht*Auftriebskoeffizient/Widerstandskoeffizient*Rotoreffizienz*(Koeffizient des Leistungsverlusts)/Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
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