Maximaler Auftrieb über Widerstand Taschenrechner

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Konzeptionelles Design

✖Der Landemassenanteil ist eine Konstante, die von den verschiedenen Flugzeugtypen abhängt.ⓘ Landungsmassenanteil [K_LD]			+10% -10%
✖Das Seitenverhältnis eines Flügels ist definiert als das Verhältnis seiner Spannweite zu seiner mittleren Flügelsehne.ⓘ Seitenverhältnis eines Flügels [AR]			+10% -10%
✖Der benetzte Bereich des Flugzeugs ist der Oberflächenbereich, der mit dem Arbeitsmedium oder Gas interagiert.ⓘ Nassbereich von Flugzeugen [S_wet]			+10% -10%
✖Der Referenzbereich ist willkürlich ein Bereich, der für das betrachtete Objekt charakteristisch ist. Bei einem Flugzeugflügel wird die Grundrissfläche des Flügels als Referenzflügelfläche oder einfach als Flügelfläche bezeichnet.ⓘ Referenzbereich [S]			+10% -10%

✖Maximales Auftriebs-Widerstands-Verhältnis eines Flugzeugs. Im Reiseflug ist das Verhältnis von Auftriebs-Widerstands-Koeffizient maximal.ⓘ Maximaler Auftrieb über Widerstand [LDmax_ratio]

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Formel

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Maximaler Auftrieb über Widerstand

Formel

`"LDmax"_{"ratio"} = "K"_{"LD"}*(("AR")/("S"_{"wet"}/"S"))^(0.5)`

Beispiel

`"19.79899"="14"*(("4")/("10.16m²"/"5.08m²"))^(0.5)`

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Maximaler Auftrieb über Widerstand Lösung

SCHRITT 0: Zusammenfassung vor der Berechnung

Gebrauchte Formel

Maximales Auftriebs-Widerstands-Verhältnis von Flugzeugen = Landungsmassenanteil*((Seitenverhältnis eines Flügels)/(Nassbereich von Flugzeugen/Referenzbereich))^(0.5)
LDmax_ratio = K_LD*((AR)/(S_wet/S))^(0.5)
Diese formel verwendet 5 Variablen

Verwendete Variablen

Maximales Auftriebs-Widerstands-Verhältnis von Flugzeugen - Maximales Auftriebs-Widerstands-Verhältnis eines Flugzeugs. Im Reiseflug ist das Verhältnis von Auftriebs-Widerstands-Koeffizient maximal.
Landungsmassenanteil - Der Landemassenanteil ist eine Konstante, die von den verschiedenen Flugzeugtypen abhängt.
Seitenverhältnis eines Flügels - Das Seitenverhältnis eines Flügels ist definiert als das Verhältnis seiner Spannweite zu seiner mittleren Flügelsehne.
Nassbereich von Flugzeugen - (Gemessen in Quadratmeter) - Der benetzte Bereich des Flugzeugs ist der Oberflächenbereich, der mit dem Arbeitsmedium oder Gas interagiert.
Referenzbereich - (Gemessen in Quadratmeter) - Der Referenzbereich ist willkürlich ein Bereich, der für das betrachtete Objekt charakteristisch ist. Bei einem Flugzeugflügel wird die Grundrissfläche des Flügels als Referenzflügelfläche oder einfach als Flügelfläche bezeichnet.

SCHRITT 1: Konvertieren Sie die Eingänge in die Basiseinheit

Landungsmassenanteil: 14 --> Keine Konvertierung erforderlich
Seitenverhältnis eines Flügels: 4 --> Keine Konvertierung erforderlich
Nassbereich von Flugzeugen: 10.16 Quadratmeter --> 10.16 Quadratmeter Keine Konvertierung erforderlich
Referenzbereich: 5.08 Quadratmeter --> 5.08 Quadratmeter Keine Konvertierung erforderlich

SCHRITT 2: Formel auswerten

Eingabewerte in Formel ersetzen

LDmax_ratio = K_LD*((AR)/(S_wet/S))^(0.5) --> 14*((4)/(10.16/5.08))^(0.5)

Auswerten ... ...

LDmax_ratio = 19.7989898732233

SCHRITT 3: Konvertieren Sie das Ergebnis in die Ausgabeeinheit

19.7989898732233 --> Keine Konvertierung erforderlich

ENDGÜLTIGE ANTWORT

19.7989898732233 ≈ 19.79899 <-- Maximales Auftriebs-Widerstands-Verhältnis von Flugzeugen

(Berechnung in 00.008 sekunden abgeschlossen)

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Credits

Erstellt von Prasana Kannan

Sri Sivasubramaniyanadar College of Engineering (ssn ingenieurhochschule), Chennai

Prasana Kannan hat diesen Rechner und 25+ weitere Rechner erstellt!

Geprüft von Kaki Varun Krishna

Mahatma Gandhi Institute of Technology (MGIT), Hyderabad

Kaki Varun Krishna hat diesen Rechner und 10+ 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))

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