Optimale Reichweite für Propellerflugzeuge in der Reiseflugphase Taschenrechner

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✖Der Propellerwirkungsgrad ist definiert als erzeugte Leistung (Propellerleistung) geteilt durch aufgebrachte Leistung (Motorleistung).ⓘ Propellereffizienz [η]			+10% -10%
✖Maximales Auftriebs-Widerstands-Verhältnis eines Flugzeugs. Im Reiseflug ist das Verhältnis von Auftriebs-Widerstands-Koeffizient maximal.ⓘ Maximales Auftriebs-Widerstands-Verhältnis von Flugzeugen [LDmax_ratio]			+10% -10%
✖Der leistungsspezifische Kraftstoffverbrauch ist ein Merkmal des Motors und definiert als das Gewicht des verbrauchten Kraftstoffs pro Leistungseinheit und Zeiteinheit.ⓘ Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch [c]			+10% -10%
✖Das Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reiseflugphase ist das Gewicht des Flugzeugs unmittelbar vor Beginn der Reiseflugphase der Mission.ⓘ Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reisephase [W_i]			+10% -10%
✖Das Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reiseflugphase ist das Gewicht vor der Herumlunger-/Sink-/Aktionsphase des Missionsplans.ⓘ Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reisephase [W_f]			+10% -10%

✖Die Reichweite eines Flugzeugs ist definiert als die Gesamtentfernung (gemessen in Bezug auf den Boden), die das Flugzeug mit einer Tankfüllung zurücklegt.ⓘ Optimale Reichweite für Propellerflugzeuge in der Reiseflugphase [R]

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Formel

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Optimale Reichweite für Propellerflugzeuge in der Reiseflugphase

Formel

`"R" = ("η"*"LDmax"_{"ratio"})/"c"*ln("W"_{"i"}/"W"_{"f"})`

Beispiel

`"42.07004km"=("0.93"*"30")/"0.6kg/h/W"*ln("450kg"/"350kg")`

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Optimale Reichweite für Propellerflugzeuge in der Reiseflugphase Lösung

SCHRITT 0: Zusammenfassung vor der Berechnung

Gebrauchte Formel

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)
R = (η*LDmax_ratio)/c*ln(W_i/W_f)
Diese formel verwendet 1 Funktionen, 6 Variablen

Verwendete Funktionen

ln - Der natürliche Logarithmus, auch Logarithmus zur Basis e genannt, ist die Umkehrfunktion der natürlichen Exponentialfunktion., ln(Number)

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.
Propellereffizienz - Der Propellerwirkungsgrad ist definiert als erzeugte Leistung (Propellerleistung) geteilt durch aufgebrachte Leistung (Motorleistung).
Maximales Auftriebs-Widerstands-Verhältnis von Flugzeugen - Maximales Auftriebs-Widerstands-Verhältnis eines Flugzeugs. Im Reiseflug ist das Verhältnis von Auftriebs-Widerstands-Koeffizient maximal.
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.
Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reisephase - (Gemessen in Kilogramm) - Das Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reiseflugphase ist das Gewicht des Flugzeugs unmittelbar vor Beginn der Reiseflugphase der Mission.
Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reisephase - (Gemessen in Kilogramm) - Das Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reiseflugphase ist das Gewicht vor der Herumlunger-/Sink-/Aktionsphase des Missionsplans.

SCHRITT 1: Konvertieren Sie die Eingänge in die Basiseinheit

Propellereffizienz: 0.93 --> Keine Konvertierung erforderlich
Maximales Auftriebs-Widerstands-Verhältnis von Flugzeugen: 30 --> Keine Konvertierung erforderlich
Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch: 0.6 Kilogramm / Stunde / Watt --> 0.000166666666666667 Kilogramm / Sekunde / Watt (Überprüfen sie die konvertierung hier)
Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reisephase: 450 Kilogramm --> 450 Kilogramm Keine Konvertierung erforderlich
Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reisephase: 350 Kilogramm --> 350 Kilogramm Keine Konvertierung erforderlich

SCHRITT 2: Formel auswerten

Eingabewerte in Formel ersetzen

R = (η*LDmax_ratio)/c*ln(W_i/W_f) --> (0.93*30)/0.000166666666666667*ln(450/350)

Auswerten ... ...

R = 42070.0352942236

SCHRITT 3: Konvertieren Sie das Ergebnis in die Ausgabeeinheit

42070.0352942236 Meter -->42.0700352942236 Kilometer (Überprüfen sie die konvertierung hier)

ENDGÜLTIGE ANTWORT

42.0700352942236 ≈ 42.07004 Kilometer <-- Reichweite von Flugzeugen

(Berechnung in 00.004 sekunden abgeschlossen)

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Credits

Erstellt von Vedant Chitte

All India Shri Shivaji Memorials Society, College of Engineering (AISSMS COE PUNE), Pune

Vedant Chitte hat diesen Rechner und 25+ weitere Rechner erstellt!

Geprüft von Anshika Arya

Nationales Institut für Technologie (NIT), Hamirpur

Anshika Arya hat diesen Rechner und 2500+ 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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