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 00.004 sekunden abgeschlossen)

Credits

Erstellt von Kaki Varun Krishna
Mahatma Gandhi Institute of Technology (MGIT), Hyderabad
Kaki Varun Krishna hat diesen Rechner und 25+ weitere Rechner erstellt!
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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