Campo de vuelo en helicóptero Solución

PASO 0: Resumen del cálculo previo
Fórmula utilizada
Gama de aviones = 270*Peso del combustible/Peso de la aeronave *Coeficiente de elevación/Coeficiente de arrastre*Eficiencia del rotor*(Coeficiente de pérdida de potencia)/Consumo de combustible específico de energía
R = 270*GT/Wa *CL/CD*ηr*(ξ)/c
Esta fórmula usa 8 Variables
Variables utilizadas
Gama de aviones - (Medido en Metro) - La autonomía de la aeronave se define como la distancia total (medida con respecto al suelo) recorrida por la aeronave con un tanque de combustible.
Peso del combustible - (Medido en Kilogramo) - El peso del combustible es el peso del combustible presente en la aeronave antes del despegue.
Peso de la aeronave - (Medido en Newton) - El peso de la aeronave es el peso total de la aeronave en cualquier momento durante el vuelo o la operación en tierra.
Coeficiente de elevación - El coeficiente de elevación es un coeficiente adimensional que relaciona la elevación generada por un cuerpo que se eleva con la densidad del fluido alrededor del cuerpo, la velocidad del fluido y un área de referencia asociada.
Coeficiente de arrastre - El coeficiente de arrastre es una cantidad adimensional que se utiliza para cuantificar el arrastre o la resistencia de un objeto en un entorno fluido, como el aire o el agua.
Eficiencia del rotor - La eficiencia del rotor se define como la relación entre la salida y la entrada, la eficiencia del rotor del motor de inducción trifásico.
Coeficiente de pérdida de potencia - El coeficiente de pérdida de potencia tiene lugar en la transmisión de potencia entre los rotores y los ejes debido al enfriamiento.
Consumo de combustible específico de energía - (Medido en Kilogramo / segundo / vatio) - El consumo de combustible específico de potencia es una característica del motor y se define como el peso de combustible consumido por unidad de potencia por unidad de tiempo.
PASO 1: Convierta la (s) entrada (s) a la unidad base
Peso del combustible: 18000 Kilogramo --> 18000 Kilogramo No se requiere conversión
Peso de la aeronave: 1001 Newton --> 1001 Newton No se requiere conversión
Coeficiente de elevación: 1.1 --> No se requiere conversión
Coeficiente de arrastre: 0.5 --> No se requiere conversión
Eficiencia del rotor: 3.33 --> No se requiere conversión
Coeficiente de pérdida de potencia: 2.3 --> No se requiere conversión
Consumo de combustible específico de energía: 0.6 Kilogramo / Hora / Watt --> 0.000166666666666667 Kilogramo / segundo / vatio (Verifique la conversión aquí)
PASO 2: Evaluar la fórmula
Sustituir valores de entrada en una fórmula
R = 270*GT/Wa *CL/CDr*(ξ)/c --> 270*18000/1001 *1.1/0.5*3.33*(2.3)/0.000166666666666667
Evaluar ... ...
R = 490849318.681318
PASO 3: Convierta el resultado a la unidad de salida
490849318.681318 Metro -->490849.318681318 Kilómetro (Verifique la conversión aquí)
RESPUESTA FINAL
490849.318681318 490849.3 Kilómetro <-- Gama de aviones
(Cálculo completado en 00.019 segundos)

Créditos

Creado por kaki varun krishna
Instituto de Tecnología Mahatma Gandhi (MGIT), Hyderabad
¡kaki varun krishna ha creado esta calculadora y 25+ más calculadoras!
Verificada por Abhinav Gupta
Instituto de Defensa de Tecnología Avanzada (DRDO) (DIAT), pune
¡Abhinav Gupta ha verificado esta calculadora y 8 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

Campo de vuelo en helicóptero Fórmula

Gama de aviones = 270*Peso del combustible/Peso de la aeronave *Coeficiente de elevación/Coeficiente de arrastre*Eficiencia del rotor*(Coeficiente de pérdida de potencia)/Consumo de combustible específico de energía
R = 270*GT/Wa *CL/CD*ηr*(ξ)/c
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!