Calculadora Rango de diseño dado incremento de rango

⤿

✖El incremento de alcance de la aeronave es el alcance total máximo es la distancia máxima que una aeronave puede volar entre el despegue y el aterrizaje.ⓘ Incremento de alcance de la aeronave [ΔR]			+10% -10%
✖El rango armónico es el punto en el que la aeronave es estructuralmente más eficiente en términos de transporte de carga útil y representa el rango máximo para la carga útil máxima.ⓘ rango armónico [R_H]			+10% -10%

✖El rango de diseño RD es la distancia alcanzable al despegar con el peso máximo de despegue.ⓘ Rango de diseño dado incremento de rango [R_D]

⎘ Copiar

👎

Fórmula

✖

Rango de diseño dado incremento de rango

Fórmula

`"R"_{"D"} = "ΔR"+"R"_{"H"}`

Ejemplo

`"3886km"="3000km"+"886km"`

Calculadora

LaTeX

Reiniciar

👍

Descargar Física Fórmula PDF PDF Image

Rango de diseño dado incremento de rango Solución

PASO 0: Resumen del cálculo previo

Fórmula utilizada

gama de diseño = Incremento de alcance de la aeronave+rango armónico
R_D = ΔR+R_H
Esta fórmula usa 3 Variables

Variables utilizadas

gama de diseño - (Medido en Metro) - El rango de diseño RD es la distancia alcanzable al despegar con el peso máximo de despegue.
Incremento de alcance de la aeronave - (Medido en Metro) - El incremento de alcance de la aeronave es el alcance total máximo es la distancia máxima que una aeronave puede volar entre el despegue y el aterrizaje.
rango armónico - (Medido en Metro) - El rango armónico es el punto en el que la aeronave es estructuralmente más eficiente en términos de transporte de carga útil y representa el rango máximo para la carga útil máxima.

PASO 1: Convierta la (s) entrada (s) a la unidad base

Incremento de alcance de la aeronave: 3000 Kilómetro --> 3000000 Metro (Verifique la conversión aquí)
rango armónico: 886 Kilómetro --> 886000 Metro (Verifique la conversión aquí)

PASO 2: Evaluar la fórmula

Sustituir valores de entrada en una fórmula

R_D = ΔR+R_H --> 3000000+886000

Evaluar ... ...

R_D = 3886000

PASO 3: Convierta el resultado a la unidad de salida

3886000 Metro -->3886 Kilómetro (Verifique la conversión aquí)

RESPUESTA FINAL

3886 Kilómetro <-- gama de diseño

(Cálculo completado en 00.004 segundos)

Aquí estás -

Inicio » Física » Mecánica de Aeronaves » Diseño de aeronaves » Diseño preliminar » Rango de diseño dado incremento de rango

Créditos

Creado por Himanshu Sharma

Instituto Nacional de Tecnología, Hamirpur (NOCHE), Himachal Pradesh

¡Himanshu Sharma ha creado esta calculadora y 50+ más calculadoras!

Verificada por Kartikay Pandit

Instituto Nacional de Tecnología (LIENDRE), Hamirpur

¡Kartikay Pandit ha verificado esta calculadora y 400+ más calculadoras!

< 25 Diseño preliminar Calculadoras

Velocidad a la resistencia máxima dada la resistencia preliminar para aeronaves propulsadas por hélice

Vamos Velocidad para máxima resistencia = (Relación de elevación a arrastre con máxima resistencia*Eficiencia de la hélice*ln(Peso de la aeronave al comienzo de la fase de merodeo/Peso de la aeronave al final de la fase de merodeo))/(Consumo de combustible específico de energía*Resistencia de las aeronaves)

Resistencia preliminar para aeronaves propulsadas por hélice

Vamos Resistencia de las aeronaves = (Relación de elevación a arrastre con máxima resistencia*Eficiencia de la hélice*ln(Peso de la aeronave al comienzo de la fase de merodeo/Peso de la aeronave al final de la fase de merodeo))/(Consumo de combustible específico de energía*Velocidad para máxima resistencia)

Velocidad para maximizar el rango Rango dado para aviones a reacción

Vamos Velocidad en máxima relación de elevación a arrastre = (Gama de aviones*Consumo de combustible específico de energía)/(Relación máxima de elevación a arrastre de la aeronave*ln(Peso de la aeronave al inicio de la fase de crucero/Peso de la aeronave al final de la fase de crucero))

Alcance óptimo para aviones a reacción en fase de crucero

Vamos Gama de aviones = (Velocidad en máxima relación de elevación a arrastre*Relación máxima de elevación a arrastre de la aeronave)/Consumo de combustible específico de energía*ln(Peso de la aeronave al inicio de la fase de crucero/Peso de la aeronave al final de la fase de crucero)

Alcance óptimo para aeronaves propulsadas por hélice en fase de crucero

Vamos Gama de aviones = (Eficiencia de la hélice*Relación máxima de elevación a arrastre de la aeronave)/Consumo de combustible específico de energía*ln(Peso de la aeronave al inicio de la fase de crucero/Peso de la aeronave al final de la fase de crucero)

Resistencia preliminar para aviones a reacción

Vamos Resistencia de las aeronaves = (Relación máxima de elevación a arrastre de la aeronave*ln(Peso de la aeronave al inicio de la fase de crucero/Peso de la aeronave al final de la fase de crucero))/Consumo de combustible específico de energía

Elevación máxima sobre arrastre

Vamos Relación máxima de elevación a arrastre de la aeronave = Fracción de masa de aterrizaje*((Relación de aspecto de un ala)/(Área mojada por aeronaves/Área de referencia))^(0.5)

Peso preliminar de despegue acumulado para aeronaves tripuladas

Vamos Peso de despegue deseado = Carga útil transportada+Peso en vacío en funcionamiento+Peso del combustible a transportar+Peso de la tripulación

Peso de la tripulación dado Peso de despegue

Vamos Peso de la tripulación = Peso de despegue deseado-Carga útil transportada-Peso del combustible a transportar-Peso en vacío en funcionamiento

Peso de carga útil Peso de despegue dado

Vamos Carga útil transportada = Peso de despegue deseado-Peso en vacío en funcionamiento-Peso de la tripulación-Peso del combustible a transportar

Combustible Peso dado Peso de despegue

Vamos Peso del combustible a transportar = Peso de despegue deseado-Peso en vacío en funcionamiento-Carga útil transportada-Peso de la tripulación

Peso vacío dado Peso de despegue

Vamos Peso en vacío en funcionamiento = Peso de despegue deseado-Peso del combustible a transportar-Carga útil transportada-Peso de la tripulación

Peso preliminar de despegue acumulado para aeronaves tripuladas teniendo en cuenta el combustible y la fracción de peso en vacío

Vamos Peso de despegue deseado = (Carga útil transportada+Peso de la tripulación)/(1-Fracción de combustible-Fracción de peso vacía)

Fracción de peso en vacío dada el peso de despegue y la fracción de combustible

Vamos Fracción de peso vacía = 1-Fracción de combustible-(Carga útil transportada+Peso de la tripulación)/Peso de despegue deseado

Fracción de combustible dada Peso de despegue y Fracción de peso vacío

Vamos Fracción de combustible = 1-Fracción de peso vacía-(Carga útil transportada+Peso de la tripulación)/Peso de despegue deseado

Peso de la carga útil dado Combustible y fracciones de peso en vacío

Vamos Carga útil transportada = Peso de despegue deseado*(1-Fracción de peso vacía-Fracción de combustible)-Peso de la tripulación

Peso de la tripulación dado Combustible y Fracción de peso en vacío

Vamos Peso de la tripulación = Peso de despegue deseado*(1-Fracción de peso vacía-Fracción de combustible)-Carga útil transportada

Combustible Peso dado Fracción de combustible

Vamos Peso del combustible a transportar = Fracción de combustible*Peso de despegue deseado

Peso de despegue dado Fracción de combustible

Vamos Peso de despegue deseado = Peso del combustible a transportar/Fracción de combustible

Fracción de combustible

Vamos Fracción de combustible = Peso del combustible a transportar/Peso de despegue deseado

Peso en vacío dado Fracción de peso en vacío

Vamos Peso en vacío en funcionamiento = Fracción de peso vacía*Peso de despegue deseado

Peso de despegue dado Fracción de peso vacío

Vamos Peso de despegue deseado = Peso en vacío en funcionamiento/Fracción de peso vacía

Fracción de peso vacío

Vamos Fracción de peso vacía = Peso en vacío en funcionamiento/Peso de despegue deseado

Coeficiente de fricción Winglet

Vamos Coeficiente de fricción = 4.55/(log10(Número de Winglet Reynolds^2.58))

Rango de diseño dado incremento de rango

Vamos gama de diseño = Incremento de alcance de la aeronave+rango armónico

Rango de diseño dado incremento de rango Fórmula

gama de diseño = Incremento de alcance de la aeronave+rango armónico
R_D = ΔR+R_H

Inicio

GRATIS PDF

🔍 Búsqueda

Categorías

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!